JP2001107702A - 断熱コーティングされたスクィーラ先端空洞 - Google Patents

断熱コーティングされたスクィーラ先端空洞

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JP2001107702A JP2000272403A JP2000272403A JP2001107702A JP 2001107702 A JP2001107702 A JP 2001107702A JP 2000272403 A JP2000272403 A JP 2000272403A JP 2000272403 A JP2000272403 A JP 2000272403A JP 2001107702 A JP2001107702 A JP 2001107702A
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 先端の亀裂が広がるのを防ぎ、費用のかさむ
溶接修理を避ける。 【解決手段】 タービン羽根スクィーラ先端（３８）
は、翼形をした先端キャップ（２２）の周囲からその周
囲に沿って半径方向外方に延びるスクィーラ先端壁（３
９）を有し、半径方向外方に開放された先端空洞（４
０）を画成する翼形をした先端キャップ（２２）を含
む。先端壁は空洞（４０）の内部に面する内側側面（６
６）及び空洞（４０）から遠のく側に面する外側側面
（６０）を有し、先端キャップ（２２）は空洞（４０）
の底面に外側先端側面を有する。断熱コーティング（４
８、４９）は、スクィーラ先端壁（３９）の内側側面及
び外側側面（６０、６６）並びに先端キャップ（２２）
の外側先端側面に施される。１つの実施形態では、先端
キャップ（２２）にそれを貫通して冷却孔（７６）を設
け、冷却空気を流す。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は概してガスタービン
エンジン・タービン羽根先端の冷却に関し、より具体的
には断熱コートされたタービン羽根先端に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジン・タービン羽根
は、高温の燃焼ガスからエネルギーを抽出し、コンプレ
ッサーを駆動し、さらに出力を提供する。タービン羽根
は高温の燃焼ガスに直接にさらされるので、タービン羽
根には一般的に内部冷却回路を設け、この内部冷却回路
によって羽根の翼形部を通してまたその表面の様々な膜
冷却孔を通して、コンプレッサーの抽気空気等の冷却媒
体を流す。
【０００３】１つの形式の翼形部は、半径方向内方の燃
焼ガス通路を区画する羽根のプラットフォームにおける
付根から、半径方向外方の先端キャップまで延在し、翼
形部の前縁から後縁まで軸方向に延在する相対する正圧
側面及び負圧側面を含む。冷却回路が、正圧側面と負圧
側面との間で翼形部の内側に延びており、翼形部先端キ
ャップによりその先端を仕切られている。スクィーラ先
端羽根は、先端キャップの上面から先端キャップ上の翼
形部の周囲に沿って半径方向外方に延びるスクィーラ先
端壁を有し、半径方向外方に開放した先端空洞を画成す
る。
【０００４】スクィーラ先端は、翼壁の短い半径方向の
延長部であり、外側タービンシュラウドの半径方向直近
に間隔を置いて配置され、ガス流路を密閉するためにそ
れらの間に比較的に小さい間隙を設けられている。羽根
とシュラウドとの間の熱膨張差、遠心荷重、及び半径方
向加速度は、スクィーラ先端がタービンシュラウドと擦
れ合い磨り減る原因となる。スクィーラ先端は半径方向
に先端キャップの上方に延びているので、先端キャップ
自体と翼形部の残りの部分は損傷から保護され、そのこ
とによりタービン羽根とその中の冷却回路の保全性を維
持する。
【０００５】しかしながら、スクィーラ先端は翼形部の
中実の金属突出部であるので、その上を流れる燃焼ガス
により直接熱せられる。それらは熱伝導により冷却さ
れ、次いで熱が対流により先端キャップに移動され、そ
して冷却空気が先端を貫通する流路によって空洞に放出
されることにより除かれる。翼形部冷却回路内からの冷
却空気は、熱を先端から対流で取り去り空洞に放出する
のに用いられる。一般的に、スクィーラ先端は翼形部の
残りの部分の温度を上回る温度で作動し、高温のタービ
ン環境では翼形部の寿命の限定要因となることがあり得
る。
【０００６】断熱コーティング（TBC）は、ガスタービ
ンエンジンの様々な部位で用いられる断熱材としてよく
知られ実証済みである。しかしながら、TBCは、構成部
品の高温側と低温側の間の温度差による熱流束が高いエ
ンジンの部位でのみ効果がある。典型的なスクィーラ先
端は、その内側側面及び外側側面の両方で高温のタービ
ン流路ガスを直接浴びているので、横方向には比較的に
低い熱流束をもち、このことからスクィーラ先端の外側
側面に塗布されたTBCの効果が減少する。
【０００７】一般的に翼形部の正圧側面は燃焼ガスから
最も高い熱負荷を受けるので、列に並んだ従来形態の膜
冷却孔を一般的に先端キャップのすぐ下の翼形部の正圧
側の外壁に設け、スクィーラ先端の正圧側面上を上方に
流れる冷却膜を形成している。これはスクィーラ先端の
正圧側面の冷却を強めるけれども、それはまたスクィー
ラ先端の頂部から下方に向け膜冷却孔の近くの先端キャ
ップまでの比較的に大きな半径方向の温度勾配を結果と
してもたらす。この方向の大きな温度勾配は熱応力を生
じ、エンジンの運転の繰り返しサイクルで結局羽根の有
効寿命に限界をもたらす金属亀裂の原因となる可能性が
ある。
【０００８】スクィーラ先端におけるこの望ましくない
半径方向の熱勾配を減ずるために、スクィーラ先端の外
側側面にはTBCを施さないように、翼先端はTBCコーティ
ング処理の間マスキングされ、一方、翼形部外壁の外側
表面の残りの部分にはTBCを施してきた。そのような翼
においては、スクィーラ先端の全体が、この望ましくな
い半径方向の熱勾配を減ずるために、TBCの保護なしで
運転される。しかしながら、タービン羽根の製造におけ
るマスキング工程は、望ましくない製造コストの著しい
増加をまねく。
【０００９】“スロット冷却される翼先端”という名称
の米国特許第５、７３３、１０２号は、翼形部の前縁と
後縁の間の正圧側スクィーラ先端に沿って半径方向内方
に先端キャップまで延びるスロットを開示している。複
数の間隔を置いて配置された供給孔を、半径方向に先端
キャップを貫通してスロットから冷却回路まで設け、ス
クィーラ先端を冷却するために冷却媒体をスロット内に
注ぎ込む。断熱コーティングをスクィーラ先端の外側側
面に施し、それに沿って流れる高温ガスに対して断熱す
る。米国特許第５、７３３、１０２号におけるタービン
羽根スクィーラ先端の構成は、マスキング工程をなく
し、その一方でTBCとともに用いられるとき翼のスクィ
ーラ先端の有効冷却をやはり行っている。
【００１０】スクィーラ先端の頂部から先端キャップの
領域までの熱勾配が増大し（先端キャップがより低
温）、よく起こるスクィーラ先端の亀裂を生じる応力が
増大するだろという懸念があるため、TBCは回転翼形部
の先端キャップの空洞内部には用いられてこなかった。
スクィーラ先端壁の亀裂は運転環境が原因で起こり、亀
裂が先端キャップ中に広がるのを防ぎ、また材料特性を
向上させるために先端キャップの運転温度を下げること
が望ましい。スクィーラ先端の亀裂は、結局は先端キャ
ップまたはプリナムにまで広がり始める。いくつかの先
端キャップの亀裂が広がり、先端キャップにおいて結合
し、先端キャップの部分を離脱させる結果になる。欠け
た先端キャップの部分は翼形部冷却回路を“短絡さ
せ”、結果として翼形部の領域に冷却空気がほとんどい
かないかまたは全くいかないという早期の難題を生じる
ことになる。スクィーラ先端及び先端キャップに亀裂が
入ると、多分もっと複雑な溶接修理が翼修理工場で行わ
れることなりそうである。これらのより複雑な溶接修理
は、エンジンの分解修理レベルの損害が増しより費用が
かかる翼修理を行う結果となり、両方ともがエンジンの
飛行時間当りの保守費用に不利な影響を及ぼすことにな
る。先端の亀裂が広がることを防ぎ、又これらの費用の
かさむ溶接修理を避けることが望ましい。
【００１１】
【発明の開示】タービン羽根スクィーラ先端は、翼形を
した先端キャップの周囲からその周囲に沿って半径方向
外方に延びるスクィーラ先端壁を有し、半径方向外方に
開放された先端空洞を画成する翼形をした先端キャップ
を含む。先端壁は空洞の内部に面する内側側面及び空洞
から遠のく側に面する外側側面を有し、先端キャップは
空洞の底部に外側先端側面を有する。断熱コーティング
は、スクィーラ先端壁の内側側面及び外側側面並びに先
端キャップの外側先端側面に施される。１つの実施形態
では、先端キャップにそれを貫通して冷却孔を設け、冷
却空気を空洞に流すようにしている。半径方向外方に傾
斜して成形された冷却孔を、先端キャップのすぐ下方の
少なくとも翼形部の正圧側面に貫穿し、冷却空気をスク
ィーラ先端壁の外側面に沿って半径方向外方に流してい
る。
【００１２】本発明の利点は多数あるが、タービン羽根
を運転できる状態に維持する費用、時間、人力及び煩雑
さを減らすことを含む。本発明はタービン羽根のスクィ
ーラ先端キャップの運転温度を下げ、タービンスクィー
ラ先端壁の亀裂が先端キャップへ広がるのを阻止する。
このことにより、タービン羽根の破損につながる先端キ
ャップの一部離脱を生じる惧れのある先端キャップの亀
裂の早期合体を防止する。
【００１３】本発明の前記の形態及び他の特徴を、添付
の図面に関してなされた下記の記述の中で説明する。
【００１４】
【発明の実施の形態】図１及び図２に示したのは第１段
の高圧タービン羽根としての使用目的で構成された例示
的なガスタービンエンジン・タービンロータ羽根１０で
ある。羽根１０は、ロータディスク（図示せず）の外周
の対応するダブテールスロットに羽根を取り付けるため
の適当なタングを有する従来構造のダブテール１２を含
む。さらに、羽根１０はダブテール１２に接続された付
根１８、一体構成のプラットフォーム２０、及び翼形部
の半径方向の外端２３にある半径方向反対側のスクィー
ラ先端３８を有する翼形部１６を含む。スクィーラ先端
３８は翼形の形をしたスクィーラ先端キャップ２２を含
む。翼形部１６は、前縁２８とこれに対向する後縁３０
との間を付根から先端キャップ２２まで延在する横方向
に相対する正圧側面２４及び負圧側面２６をそれぞれ備
え、高温の流路ガス３２がその上を流れることができる
外壁１５も含む。
【００１５】さらに、翼形部１６は、先端キャップ２２
から付根までダブテール１２を貫通して延びる内部の冷
却チャンネルつまり回路３４を含み、羽根１０を冷却す
るために従来構造のコンプレッサー（図示せず）から抽
気される空気等の適当な冷却媒体３６を循環させる、つ
まり流す。この内部冷却チャンネルつまり回路３４は先
端キャップ２２により半径方向外方で仕切られる。
【００１６】以下のさらなる記述を除いて、羽根１０
は、あらゆる従来の構成とすることが可能であり、一般
的にはダブテール１２、翼形部１６及びプラットフォー
ム２０の一体鋳造物として成形され、その一体鋳造物に
は高温運転において適度な強度を有する単結晶構成でニ
ッケル基超合金のような適当な耐熱金属が用いられる。
【００１７】スクィーラ先端３８は、翼形部１６の正圧
側面２４及び負圧側面２６のそれぞれに沿って翼形の形
をした先端キャップ２２からその全周にわたって半径方
向外方に延在しており、先端キャップから測定して高さ
Hを有するスクィーラ先端壁３９を含む。スクィーラ先
端壁３９及び先端キャップ２２は、翼形部と一体に成形
するか又は鋳造するか、或いはろう付け、溶接、又は他
の方法で翼形部に取り付けることができる。スクィーラ
先端壁３９は、翼形部１６のそれぞれ横方向に隔離した
前縁２８と後縁３０との間で先端キャップ２２の周囲に
延在し、半径方向外方に開放した先端空洞４０を画成す
る。
【００１８】翼形部１６の外壁１５の外側表面１７は、
冷却空気を外壁１５に沿って前縁のシャワーヘッド冷却
孔７２及び下流の傾斜して形成された膜冷却孔７４を通
して流すことにより膜冷却される。半径方向外方に向っ
て傾斜して成形された冷却孔７６は、先端キャップ２２
のすぐ下方の翼形部１６の少なくとも正圧側面２４に貫
穿されて配置され、スクィーラ先端壁３９の外側側面６
０に沿って半径方向外方に冷却空気を流す。
【００１９】一般的にスクィーラ先端壁３９は、運転中
にそれらの間から流路ガス３２が漏れるのを減少させる
ために、先端壁と従来形態のタービンシュラウド４４と
の間に比較的に小さい半径方向の間隙Gを備えるように
する従来の使用目的で平坦な頂面６２を有している。エ
ンジンの運転のうちある期間、スクィーラ先端壁３９は
シュラウド４４と擦れ合い、翼形部１６の残りの部分と
先端キャップ２２を損傷から保護することになる。これ
により先端壁３９の亀裂を許容できる計画通りの量に
し、先端壁は分解修理の間に定期的に交換することにな
る。翼弦方向に間隔を置いた複数の先端キャップ供給孔
４６は、先端キャップ２２を貫通して半径方向に延び、
翼形部１６の内側の冷却回路３４と流体が流れるように
接続し、先端、空洞、及び先端壁３９の内側側面６６を
対流によって冷却するために、冷却媒体３６のそれぞれ
の部分を回路から先端空洞４０に流入させる。
【００２０】図３に図示したのは、第１の断熱コーティ
ング（TBC）４８であり、スクィーラ先端壁３９の内側
側面６６に沿って又先端キャップ２２の半径方向外方に
面する表面４１上に、先端空洞４０を区画する内側表面
全体にわたって施されている。第２の断熱コーティング
４９は、それぞれ付根１８からスクィーラ先端３８まで
の正圧側面２４及び負圧側面２６の両方に沿って、外側
側面６０及び翼形部１６の外側表面１７上に施される。
このことによりそれぞれの壁及び先端キャップに望まし
い温度勾配が生じる。TBCコーティングには、ジルコニ
アのような、断熱セラミック材料であるどのような従来
の組成物をも用いることができる。内側側面６６及び外
側側面６０のそれぞれと先端キャップ２２のTBCコーテ
ィングは、スクィーラ先端３８に比較的に大きい横方向
の熱勾配が生じるのを防ぐにも拘らず、先端壁３９に形
成された亀裂が先端キャップの中へ拡大し、合体して先
端キャップの部分を離脱させる可能性を阻止する。
【００２１】本発明の好適な実施形態をその原理を説明
するために今まで十分に記述してきたが、添付のクレー
ムに記載の本発明の範囲から逸脱することなくその好適
実施形態に対して様々な修正または変更をなし得ること
が理解される。
【図面の簡単な説明】
【図１】 冷却される翼形部及びスクィーラ先端の内側
側面及び外側側面に断熱コーティングを備えたスクィー
ラ羽根先端を有する例示的なガスタービンエンジン・タ
ービン羽根の等角投影図。
【図２】 図１におけるガスタービンエンジン・タービ
ン羽根の部分的破断図。
【図３】 図１に示された翼先端の概して線３−３に沿
った断面図。
【符号の説明】
１０ タービンロータ羽根 １２ ダブテール １５ 外壁 １６ 翼形部 １７ 外側表面 １８ 付根 ２０ プラットフォーム ２２ 先端キャップ ２３ 半径方向外端 ２４ 正圧側面 ２６ 負圧側面 ２８ 前縁 ３０ 後縁 ３２ 流路ガス ３４ 回路 ３６ 冷却媒体 ３８ スクィーラ先端 ３９ スクィーラ先端壁 ４０ 先端空洞 ４１ 半径方向外方に面する表面 ４４ タービンシュラウド ４６ 供給孔 ４８ 第１の断熱コーティング（TBC） ４９ 第２の断熱コーティング（TBC） ６０ 外側側面 ６２ 平坦な頂面 ６６ 内側側面 ７２ 前縁シャワヘッド冷却孔 ７４ 下流の傾斜した膜冷却孔 ７６ 半径方向外方に傾斜して成形された冷却孔 G − 半径方向の間隙 H − 高さ

Claims (8)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】先端キャップ（２２）と、 半径方向外方に開放された先端空洞（４０）を形成す
    る、前記先端キャップ（２２）から半径方向外方に延び
    るスクィーラ先端壁（３９）と、 前記先端キャップ（２２）の半径方向外方に面する側面
    （４１）及び前記スクィーラ先端壁（３９）の内側側面
    （６６）上に施された第１の断熱コーティング（４８）
    とを備えてなるタービン羽根スクィーラ先端（３８）。
  2. 【請求項２】前記スクィーラ先端壁（３９）の外側側面
    （６０）上の第２の熱的先端コーティング（４９）をさ
    らに備えてなる請求項１に記載のタービン羽根スクィー
    ラ先端（３８）。
  3. 【請求項３】前記先端キャップ（２２）を貫通して前記
    空洞（４０）まで延びる少なくとも１つの先端キャップ
    冷却媒体供給孔（４６）をさらに備えてなる請求項３に
    記載のタービン羽根スクィーラ先端（３８）。
  4. 【請求項４】翼形部外壁（１５）及び前記翼形部外壁
    （１５）の半径方向外端におけるスクィーラ先端（３
    ８）を含む翼形部（１６）を備え、 前記スクィーラ先端（３８）は翼形部外壁（１５）に取
    り付けられた半径方向外方の先端キャップ（２２）を含
    み、さらに半径方向外方に開放された先端空洞（４０）
    を形成する、前記先端キャップ（２２）から半径方向外
    方に延在するスクィーラ先端壁（３９）と、 前記先端キャップ（２２）の半径方向外方に面する側面
    （４１）及び前記スクィーラ先端壁（３９）の内側側面
    （６６）上に施された第１の断熱コーティング（４８）
    とを備えてなる、タービン羽根（１０）。
  5. 【請求項５】前記スクィーラ先端壁（３９）の外側側面
    （６０）上の第２の熱的先端コーティング（４９）をさ
    らに備えてなる請求項４に記載のタービン羽根（１
    ０）。
  6. 【請求項６】前記翼形部（１６）の内側の内部冷却回路
    （３４）及び前記先端キャップ（２２）を貫通して前記
    空洞（４０）まで半径方向に延び、前記冷却回路（３
    ４）と流体が流れるように接続された少なくとも１つの
    先端キャップ供給孔（４６）をさらに備えてなる請求項
    ４に記載のタービン羽根（１０）。
  7. 【請求項７】前記スクィーラ先端壁（３９）の前記外側
    側面（６０）に沿って半径方向外方に冷却空気を流すた
    めに、前記先端キャップ（２２）の半径方向すぐ内方の
    前記翼形部壁の少なくとも正圧側面（２４）を貫通して
    設けられ、前記冷却回路（３４）と流体が流れるように
    接続された半径方向外方に傾斜して成形された冷却孔
    （７６）をさらに備えてなる請求項６に記載のタービン
    羽根（１０）。
  8. 【請求項８】前記第２の熱的先端コーティング（４９）
    が前記翼形部壁の外側表面（１７）の全面に延在してい
    る請求項７に記載のタービン羽根（１０）。
JP2000272403A 1999-09-17 2000-09-08 断熱コーティングされたスクィーラ先端空洞 Expired - Fee Related JP4754052B2 (ja)

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