JP2002276302A - タービンブレード先端域の温度を低下させるための方法、翼形部およびタービンエンジン - Google Patents
タービンブレード先端域の温度を低下させるための方法、翼形部およびタービンエンジンInfo
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Abstract
ができる先端域を含むガスタービンエンジンのためのロ
ータブレードを提供する。 【解決手段】 先端域は、翼形部42の先端板54から
半径方向外向きに延びる第1の先端壁64と第2の先端
壁62とを含む。これらの先端壁は、翼形部前縁48近
くから延びて、翼形部後縁50で互いに接合される。第
1の先端壁の一部が凹まされて、翼形部前縁から翼形部
後縁まで延びる先端棚部90を形成する。
Description
ビンエンジンのロータブレードに関し、より具体的に
は、ロータブレード先端の温度を低下させるための方法
と装置に関する。
は、一般的に前縁と後縁と正圧側面と負圧側面とを有す
る翼形部を含む。正圧側面と負圧側面とは、翼形部の前
縁と後縁とで接合されており、翼形部根元と翼形部先端
との間を半径方向にわたって延びている。翼形部先端と
静止ステータ部材との間での燃焼ガス漏れを減少させる
ことができるようにするために、翼形部は、翼形部先端
から半径方向外向き延びる先端域を含んでいる。
縁まで延びる第1の先端壁と、これもまた翼形部前縁か
ら延びて、翼形部後縁において第1の先端壁に接合する
第2の先端壁とを含む。万一ロータブレードがステータ
部材と摩擦した場合には、先端域が翼形部の損傷を防
ぐ。
る燃焼ガスが、ブレード翼形部と先端域内に熱を伝達す
る。時間の経過と共に、絶え間ない高温度での運転は、
翼形部先端域に熱疲労を起こさせる。翼形部先端域の動
作温度を低下させることができるようにするために、少
なくとも幾つかの公知のロータブレードは、燃焼ガスが
より低温度で先端域を流れるのを可能にするように、先
端壁内にスロットを含んでいる。
することができるようにするために、少なくとも幾つか
の公知のロータブレードは、先端域の動作温度を低下さ
せることができるように、先端域の近くに棚部を含む。
この棚部は、翼形部の正圧側面内で部分的に延びるよう
に形成されて、ロータブレードが回転する時、燃焼ガス
流を乱して、翼形部の正圧側面の一部に対して冷却空気
のフィルム層を形成することを可能にしている。
ンエンジン用のロータブレードは、タービンエンジンの
空気力学的効率を犠牲にすることなく、ロータブレード
の動作温度を低下させることができるようにする先端域
を含む。先端域は、翼形部先端板から半径方向外向きに
延びる第1の先端壁と第2の先端壁とを含む。第1の先
端壁は、翼形部の前縁から翼形部の後縁まで延びる。第
2の先端壁も、翼形部前縁から延び、翼形部後縁におい
て第1の先端壁と接合されて、頂部の開いた先端空洞を
形成する。第2の先端壁の少なくとも一部が凹まされ
て、翼形部の前縁と後縁との間で延びる先端棚部を形成
する。
各ロータブレードのピッチライン近くのより高温の燃焼
ガスが、翼形部先端域に移動し、またロータブレード後
縁に向かって移動する。先端壁が翼形部から延びている
ので、ロータブレードと静止構造部材との間に狭い間隙
が形成され、この狭い間隙によりそこを通り抜ける燃焼
ガスの漏れを減少させることができる。もし静止構造部
材とロータブレードとの間で摩擦が生じた場合には、先
端壁は静止部材と接触するが、翼形部が接触することは
ない。ロータブレードが回転すると、ブレード先端域の
前縁近くのより低温の燃焼ガスが、翼形部の先端棚部を
通って流れる。この先端棚部は、燃焼ガスの半径方向へ
の流れを乱して、燃焼ガスを翼形部側壁からはく離さ
せ、従って燃焼ガスの熱伝達を減少させることができ
る。その結果、先端棚部は、先端域内でのロータブレー
ドの動作温度を低下させるのを可能にするが、それ以上
の冷却空気を消費することはなく、従ってタービン効率
を改善する。
圧縮機14と燃焼器16とを含むガスタービンエンジン
10の概略図である。エンジン10はまた、高圧タービ
ン18と低圧タービン20とブースタ22を含む。ファ
ン組立体12は、ロータディスク26から半径方向外向
きに延びるファンブレード24の配列を含む。エンジン
10は吸気側28と排気側30とを有する。
て流入し、加圧された空気が高圧圧縮機14に供給され
る。高度に加圧された空気は、燃焼器16へ供給され
る。燃焼器16からの空気流(図1には図示せず)が、
タービン18、20を駆動し、タービン20がファン組
立体12を駆動する。
に示す)のようなガスタービンエンジンに使用できるロ
ータブレード40の部分斜視図である。一つの実施形態
において、複数のロータブレード40は、ガスタービン
エンジン10の高圧タービンロータブレード段(図示せ
ず)を形成する。各ロータブレード40は、中空の翼形
部42と、翼形部42を公知の方法でロータディスク
(図示せず)に装着するために使用される一体のダブテ
ール(図示せず)とを含む。
壁46とを含む。第1の側壁44は凸状であって、翼形
部42の負圧側面を形成し、第2の側壁46は凹状であ
って、翼形部42の正圧側面を形成する。側壁44と4
6は、翼形部42の前縁48と、前縁48から下流の軸
方向に間隔を置いた翼形部42の後縁50とにおいて、
互いに結合される。
長手方向すなわち半径方向外向きに、ダブテールに隣接
して位置するブレード根元(図示せず)から、内部冷却
室(図示せず)の半径方向外側境界を形成している先端
板54までにわたって延びる。冷却室は、側壁44と側
壁46との間の翼形部42内部に形成される。翼形部4
2の内部冷却は当技術では公知である。一つの実施形態
において、冷却室は、圧縮機抽出空気で冷却される蛇行
通路を含む。別の実施形態においては、冷却室の追加の
冷却を可能にするために、側壁44、46は、これを貫
通して延びる複数のフィルム冷却孔(図示せず)を含
む。更に別の実施形態においては、翼形部42は、冷却
室から冷却空気を放出させるために用いられる複数の後
縁開口(図示せず)を含む。
ィラ先端の名で知られ、翼形部42と一体的に形成され
た第1の先端壁62と第2の先端壁64とを含む。第1
先端壁62は、翼形部前縁48の近傍から翼形部の第1
の側壁44に沿って翼形部後縁50まで延びている。よ
り具体的には、第1の先端壁62は、高さ66で先端板
54から外端縁65まで延びている。第1の先端壁の高
さ66は、第1の先端壁62に沿って実質的に一定であ
る。
傍から翼形部の第2の側壁46に沿って延び、翼形部後
縁50において第1の先端壁62に接合している。より
具体的には、第2の先端壁64は、第1の先端壁62か
ら横方向に間隔を置いて配置されて、先端壁62、64
と先端板54とにより頂部の開いた空洞70が形成され
る。また、第2の先端壁64は、先端板54から外端縁
72まで、高さ74で半径方向外向きに延びている。例
示的な実施形態においては、第2の先端壁64の高さ7
4は第1の先端壁の高さ66と等しい。若しくは、第2
の先端壁64の高さ74は第1の先端壁の高さ66と等
しくなくてもよい。
46から少なくとも部分的に凹まされている。より具体
的には、第2の先端壁64は、翼形部の第2の側壁46
から第1の先端壁62に向かって凹まされており、ほぼ
翼形部前縁48と翼形部後縁50との間で延びる半径方
向外側に向いた先端棚部90を形成する。より具体的に
は、先端棚部90は、前縁94と後縁96とを含む。翼
形部前縁48はよどみ点100を含み、先端棚部前縁9
4は翼形部の第2の側壁46から翼形部前縁のよどみ点
100を通って延び、幅が漸減して翼形部の第1の側壁
44と同一平面になる。先端棚部90は、翼形部前縁4
8から翼形部後縁50まで後方へ延びて、先端棚部後縁
96は翼形部後縁50と実質的に同一平面上に位置する
ことになる。
0とは、それらの間にほぼL字状の樋部102を形成す
る。例示的な実施形態において、先端板54は一般的に
無孔であって、先端板54を貫通して延び、先端棚部9
0において開口する複数の孔106のみを含む。孔10
6は、翼形部前縁48と翼形部後縁50との間で先端棚
部90に沿って軸方向に間隔を置いて配置されており、
樋部102と翼形部の内部冷却室との間を連通してい
る。一つの実施形態において、先端域60と翼形部42
とは、断熱被膜で被覆される。
従来の静止ステータシュラウド(図示せず)のすぐ近く
に置かれて、両者間に狭い間隙(図示せず)を形成し、
この狭い間隙は、そこを通り抜ける燃焼ガス漏れを減少
させることができる。先端壁62、64は、翼形部42
から半径方向外向きに延びる。従って、もしロータブレ
ード40とステータシュラウドとの間で摩擦が生じた場
合、シュラウドと接触するのは先端壁62、64のみ
で、翼形部42が接触することはない。
おいて放物線プロファイルでタービン流路内を流れると
思われるので、タービンブレード先端域近くの燃焼ガス
は、タービンブレード40のブレードピッチライン(図
示せず)近くのガスよりも温度が低い。燃焼ガスがブレ
ード先端域の前縁48からブレード後縁50に向かって
流れるとき、ピッチライン近くのより高温のガスが、ブ
レードの回転によってロータブレード40の先端域60
に向けて半径方向に移動する。従って、先端域60にお
いて、前縁48近くのガスは後縁50近くのガスよりも
低温である。燃焼ガスが半径方向に翼形部の先端棚部9
0を通り過ぎて流れる時、樋部102が翼形部の正圧側
面46内に不連続部を形成し、この不連続部がより高温
の燃焼ガスを翼形部の第2の側壁46からはく離させ、
従って翼形部の第2の側壁46への熱伝達を低下させる
ことができる。更に、樋部102は、冷却空気が貯えら
れて、側壁46に対するフィルムを形成するための領域
をもたらす。先端棚部の孔106は、冷却空気を翼形部
の内部冷却室から放出し、翼形部先端域60上にフィル
ム冷却層を形成する。その結果、先端棚部90はフィル
ムの冷却効果を高めて、側壁46の動作温度を低下させ
ることができる。
り、かつ信頼性が高い。ロータブレードは、翼形部前縁
から翼形部後縁まで延びる先端棚部を含んでいる。この
先端棚部は、翼形部を通り過ぎて流れる燃焼ガスを乱し
て、先端棚部に対する冷却層の形成を可能にする。その
結果、ロータブレード内のより低温の動作温度により、
コスト効果があり信頼性が高い方法でロータブレードの
有効寿命を延長することができる。
明したが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術
的範囲内の変更形態で実施できることは、当業者には明
らかであろう。
るロータブレードの部分斜視図。
Claims (19)
- 【請求項1】 前縁(48)と、後縁(50)と、第1
の側壁(46)と、第2の側壁(44)とを含み、該第
1と第2の側壁が前記前縁と後縁とにおいて軸方向に接
合され、かつロータブレード根元からロータブレード先
端板まで半径方向に延びているロータブレードの先端部
分(60)の動作温度を低下させるように、ガスタービ
ンエンジン(10)のロータブレード(40)を製作す
るための方法であって、 少なくとも一部が前記ロータブレードの第1の側壁に対
して、少なくとも部分的に凹まされかつ前記翼形部前縁
から前記翼形部後縁に向かって延びる先端棚部(90)
を形成するように、前記ロータブレード先端板から前記
第1の側壁に沿って延びる該第1の先端壁(64)を形
成する段階と、 前記ロータブレード後縁において、前記第1の先端壁と
接合するように、前記ロータブレード先端板から前記第
2の側壁に沿って延びる該第2の先端壁(62)を形成
する段階と、を含むことを特徴とする方法。 - 【請求項2】 第1の先端壁(64)を形成する前記段
階が、前記先端棚部(90)が前記翼形部前縁(48)
から前記翼形部後縁(50)まで延びるように、該第1
の先端壁を形成する段階を更に含むことを特徴とする、
請求項1に記載の方法。 - 【請求項3】 第1の先端壁(64)を形成する前記段
階が、凹状の前記翼形部側壁(46)から延びるよう
に、該第1の先端壁を形成する段階を更に含むことを特
徴とする、請求項1に記載の方法。 - 【請求項4】 第1の先端壁(64)を形成する前記段
階が、前記先端棚部(90)内へ延びる複数のフィルム
冷却孔(106)を形成する段階を更に含むことを特徴
とする、請求項1に記載の方法。 - 【請求項5】 複数のフィルム冷却孔(106)を形成
する前記段階が、前記第1の先端壁(64)と前記第2
の先端壁(62)とに生じる熱負荷を減少させることが
できるようにするために、前記翼形部前縁(48)と前
記翼形部後縁(50)との間で前記先端棚部(90)に
沿って該フィルム冷却孔を互いに間隔を置いて配置する
段階を更に含むことを特徴とする、請求項4に記載の方
法。 - 【請求項6】 ガスタービンエンジン(10)の翼形部
(42)であって、 前縁(48)と、 後縁(50)と、 先端板(54)と、 翼形部根元と前記先端板との間で半径方向に延びる第1
の側壁(46)と、 前記前縁と後縁とにおいて前記第1の側壁に接合され、
前記翼形部根元と前記先端板との間で半径方向に延びる
第2の側壁(44)と、 前記先端板から前記第1の側壁に沿って半径方向外向き
に延びる第1の先端壁(64)と、 前記先端板から前記第2の側壁に沿って半径方向外向き
に延び、前記後縁において前記第1の先端壁と接合され
る第2の先端壁(62)と、を含み、 前記第1の先端壁が、前記翼形部の第1の側壁に対して
少なくとも部分的に凹まされて、前記翼形部前縁から前
記翼形部後縁に向かって延びる先端棚部(90)を形成
する、ことを特徴とする翼形部(42)。 - 【請求項7】 前記第1の先端壁(64)と前記第2の
先端壁(62)とが実質的に高さ(66,74)が等し
いことを特徴とする、請求項6に記載の翼形部(4
2)。 - 【請求項8】 前記第1の先端壁(64)が前記先端板
(54)から第1の距離だけ延び、前記第2の先端壁
(62)が前記先端板から第2の距離だけ延びているこ
とを特徴とする、請求項6に記載の翼形部(42)。 - 【請求項9】 前記先端棚部(90)が前記翼形部後縁
(50)まで延びていることを特徴とする、請求項6に
記載の翼形部(42)。 - 【請求項10】 前記先端棚部(90)が複数のフィル
ム冷却孔(106)を含むことを特徴とする、請求項6
に記載の翼形部(42)。 - 【請求項11】 前記先端棚部(90)が、前記第1と
第2の先端壁(62、64)に生じる熱負荷を減少させ
ることができるように構成されていることを特徴とす
る、請求項6に記載の翼形部(42)。 - 【請求項12】 前記ロータブレード翼形部の第1の側
壁(46)が実質的に凹状であり、前記ロータブレード
翼形部の第2の側壁(44)が実質的に凸状であること
を特徴とする、請求項6に記載の翼形部(42)。 - 【請求項13】 ガスタービンエンジン(10)であっ
て、複数のロータブレード(40)を含み、該ロータブ
レードの各々が、前縁(48)と後縁(50)と第1の
側壁(46)と第2の側壁(44)と第1の先端壁(6
4)と第2の先端壁(62)とを備える翼形部(42)
を含み、該翼形部の第1と第2の側壁が、前記前縁と後
縁とにおいて軸方向に接合され、かつブレード根元から
先端板(54)まで半径方向に延び、前記第1の先端壁
が、前記先端板から前記第1の側壁に沿って半径方向外
向きに延び、前記第2の先端壁が、前記先端板から前記
第2の側壁に沿って半径方向外向きに延び、前記第1の
先端壁が、前記ロータブレードの第1の側壁に対して少
なくとも部分的に凹まされて、前記翼形部前縁から前記
翼形部後縁に向かって延びる先端棚部(90)を形成す
ることを特徴とするガスタービンエンジン(10)。 - 【請求項14】 前記ロータブレード翼形部の第1の側
壁(46)が実質的に凹状であり、前記ロータブレード
翼形部の第2の側壁(44)が実質的に凸状であること
を特徴とする、請求項13に記載のガスタービンエンジ
ン(10)。 - 【請求項15】 前記ロータブレード翼形部の先端棚部
(90)が前記翼形部後縁(50)まで延びていること
を特徴とする、請求項14に記載のガスタービンエンジ
ン(10)。 - 【請求項16】 前記ロータブレード翼形部の第1の先
端壁(64)と前記ロータブレード翼形部の第2の先端
壁(62)とが実質的に高さ(66、74)が等しいこ
とを特徴とする、請求項15に記載のガスタービンエン
ジン(10)。 - 【請求項17】 前記ロータブレード翼形部の第1の先
端壁(64)が前記先端板(54)から第1の距離だけ
延び、前記ロータブレード翼形部の第2の先端壁(6
2)が前記先端板から第2の距離だけ延びていることを
特徴とする、請求項15に記載のガスタービンエンジン
(10)。 - 【請求項18】 前記ロータブレード翼形部の先端棚部
(90)が複数のフィルム冷却孔(106)を含むこと
を特徴とする、請求項15に記載のガスタービンエンジ
ン(10)。 - 【請求項19】 前記ロータブレード翼形部の先端棚部
(90)が、エンジン作動中に前記第1と第2の先端壁
(62、64)に生じる熱負荷を減少させることができ
るように構成されていることを特徴とする、請求項15
に記載のガスタービンエンジン(10)。
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