JP2004239263A - タービンブレードおよびタービンブレードの先端部の冷却方法 - Google Patents

Abstract

【課題】 冷却空気をより効果的かつ効率的に利用する冷却設計を提供する。
【解決手段】 ガスタービンエンジン内のエアフォイル（５４）を冷却する改善された設計および方法は、エアフォイル（５４）の負圧側壁（４４）と正圧側壁（４２）との間で先端部（３６）を横切るように埋設されたミクロ回路（４０）を有する。このミクロ回路（４０）は、先端部（３６）と一方の側壁（４２，４４）とに近接して配置されるとともにエアフォイル（５４）の内部冷却キャビティ（３８）から冷却空気（４１）を受け入れる少なくとも１つの入口（７０）と、先端部（３６）に隣接しているとともにエアフォイル（５４）の外側の領域に冷却空気（４１）を排出する少なくとも１つの出口（７２）と、を含む。
【選択図】 図３

Description

本発明は、ガスタービンなどの高温回転機械で使用される種類の冷却可能なエアフォイルに関し、特に、エアフォイルのための改善された先端部冷却機構に関する。

どのようなガスタービンエンジンの設計でも、最も重要な問題は効率である。歴史的には、効率を増加させる基本的な技術の１つは、エンジン内のガス通路の温度を上昇させることである。高温耐性合金で製造された内部冷却部品を使用することで、温度の上昇に対応してきた。例えば、タービンのステータベーンおよびブレードは、一般に圧縮機空気を利用して冷却される。この圧縮機空気は、高圧であるが、ブレードやベーンを通過するコアガス流れよりも低温である。このような冷却用の圧縮機抽気は、燃焼器内で燃焼を維持するために利用することができない。高圧によって、部品に空気を通過させるために必要なエネルギが提供されるが、圧縮機抽気に加えられた仕事の大きな割合が冷却プロセスで失われる。失われた仕事は、エンジンの推力を増加させることはなく、エンジンの総合効率に悪影響を及ぼす。よって、当業者であれば分かるように、高温のコアガス通路から得られる効率と、同時に生じるタービン部品を冷却する必要性およびこのような冷却を行うために抽気によって失われる効率と、の間には、対立関係がある。従って、利用される冷却空気の冷却効率を最大化することは非常に重要である。

冷却空気を燃焼の維持のために利用できないことによるエンジン性能の犠牲を最少にするために、ブレードおよびベーンの冷却機構は、圧縮機の冷却抽気の利用を最適化する必要がある。エアフォイルの冷却は、外側のフィルム冷却、内側の空気衝突、および強制対流を単独または組み合わせて利用することで達成される。

強制対流冷却では、圧縮機抽気は、ブレードおよびベーンの内部キャビティを通って流れて、これらのブレードおよびベーンから連続的に熱を取り除く。圧縮機抽気は、内部キャビティに冷却空気を放出する１つまたはそれ以上の入口を通ってキャビティ３８に流入する。

フィルム冷却は、非常に有効であることが明らかになっているが、冷却のために多量の流体流れが圧縮機から抽気されることが必要である。フィルム冷却は、複雑でかつコストの高い方法で能動的に制御される。また、フィルム冷却孔を備えるエアフォイルの製造および機械加工によって、複雑さが増して、コストも高くなる。さらに、冷却空気がエアフォイルの内部キャビティから流出して高温のガスと混ざると、混合過程と混合される流れの異なる温度レベルによってかなりの性能が犠牲になる。従って、フィルム冷却では、より多くの冷却空気量が必要となり、かつエアフォイルの外側面の冷却が不充分となるおそれがある。

従来技術の冷却可能なエアフォイルは、典型的に、冷却空気が供給される複数の内部キャビティ（冷却回路）を含む。冷却空気は、エアフォイル（またはプラットフォーム）の壁を通過して、この過程でエアフォイルから熱エネルギを奪う。従来技術では、一般にブレード先端部のフィルム冷却孔がブレード先端部の正圧面に径方向および軸方向で外側のフィルム冷却を提供する。設計によっては、正圧面先端領域に多量の冷媒を提供するために、利用可能な制限された空間内にできる限り多くのフィルム冷却孔を設けているものもある。このようなフィルム冷却流は、続いて先端部の外側面上に流れて、先端部の外側面および負圧面にわたって冷却を提供することが望ましい。フィルム孔は、径方向外向きに方向づけられており、これは、優勢な主流ガスが先端領域においてこの方向に移動するからである。実際には、主流の非常に動的な高温ガスと混合されるときの冷却流の非常に複雑な性質のために、この方法でブレード先端部を冷却することは、依然として非常に困難でかつ矛盾を含んでいる。

従来技術のいくつかの装置では、冷却流がフィルム孔から流出して、エアフォイルの後縁に向かって、かつ先端部キャップから離れるように、高温燃焼ガスによって押し流される。これは、一般に組み合わさった効果を生じさせ、冷却空気の一部が高温ガスに捉えられてこの高温ガスと混合されるとともに、一部が先端部キャップ上に流れ、かつ一部がエアフォイルに沿って軸方向に後縁まで流れる。これにより、先端部キャップの冷却が不充分となるとともに、最終的に先端部キャップが高温によって劣化してしまう。

タービンエンジンのブレード設計者や技術者は、タービンブレードの寿命を延長するとともにエンジンの運転コストを減少させるために、タービンブレードの先端部を冷却するより効率的な方法を開発しようと常に努力している。これを達成するために利用される冷却空気は、総合的な燃料消費量の観点からコストが高い。従って、タービンブレードの寿命を延長するだけでなく、エンジン効率を改善することでさらにエンジンの運転コストを低下させるために、タービンブレードの先端部の冷却に利用可能な冷却空気のより効果的でかつ効率的な利用が望ましい。従って、利用可能な冷却空気をより効果的かつ効率的に利用する冷却設計が引き続き求められている。

上述およびその他の難点および欠陥は、本発明によって克服または軽減される。

本発明は、フィルム冷却と組み合わせてエアフォイルの先端部を冷却する新規でかつ効果的な方法を用いるミクロ回路冷却装置を提供する。この組み合わせは、特に、先端部において同じ金属温度を得るために、先端部の冷却に要求される圧縮機空気が比較的少ない点で従来技術の先端部冷却機構に比べて利点を提供する。圧縮機抽気流れが少ないと、タービン効率の増加という追加の利点が提供される。

本発明の冷却装置は、エアフォイルの正圧側壁と負圧側壁との間に横方向に配置された少なくとも１つのプレナムを使用する。複数の入口および複数の出口がこのプレナムと流体的に連通している。エアフォイルの冷却回路から供給される冷却空気は、上記入口から流入するとともに前記プレナム内に移動し、上記出口からエアフォイルの外側の領域に流出する。プレナムは、冷却空気が流れる複数のミクロ通路を含むことが好ましい。

上述したように、本発明は、多くの他のエアフォイル（ブレードおよびベーン）構造で実施および利用することができる。ａ）ミクロ通路によって提供される効果的な対流冷却と、ｂ）フィルム冷却による先端面の効果的な断熱と、の組み合わせによって、従来および最新の設計に比べて低温の先端部が提供される。よって、本発明の有利な冷却設計を用いるエアフォイル先端部は、耐用寿命が比較的長いだけでなく、総合的なタービン効率を改善する。

また、本発明は、ガスタービンでの使用に適したタービンブレードの先端部を冷却する方法に関し、この方法は、ａ）先端面の下側にミクロ回路を形成し、ｂ）ミクロ回路の入口に流入して複数のミクロ通路を通って流れるとともに、ミクロ回路の出口からブレードの先端部におけるガス流内に流出するように、冷却流供給源から冷却空気を提供するステップをそれぞれ含む。

発電または推進用に使用されるガスタービンエンジンなどのガスタービンエンジン１０が、エンジン中心線すなわち軸方向の中心線軸１２を中心に周方向に配置された状態で示されている。エンジン１０は、ファン１４、圧縮機１６（図１参照）、燃焼部１８、およびタービン２０を含む。従来技術で周知のように、圧縮機１６（図１参照）で圧縮された空気は、燃料と混合され、この混合物は、燃焼部１８で燃焼されるとともにタービン２０で膨張する。圧縮機１６（図１参照）で圧縮された空気とタービン２０で膨張する燃料混合物は、共に高温ガス流れ２８（高温の燃焼ガス、ガス流）と呼ぶことができる。タービン２０は、ロータ２２を含み、これらのロータ２２は、膨張に応答して回転し、圧縮機１６（図１参照）とファン１４とを駆動する。タービン２０は、さらに回転エアフォイルすなわちブレード２４と固定エアフォイルすなわちベーン２６の交互の列を含む。図１の装置は、単に説明のために示されており、発電や航空機用のガスタービンで使用可能である本発明を限定するものではない。

図２を参照すると、従来の典型的なブレード２４が示されている。各々のブレード２４は、ロータディスク３２（図１参照）の周辺部に形成された相補的なダブテールスロットにブレード２４を保持するダブテール３０を有する。典型的には、複数のブレード先端部フィルム冷却孔３４がブレード２４の外側端部すなわち先端部３６に配置されており、これらのフィルム冷却孔３４は、少なくとも１つの内部冷却キャビティ３８（キャビティ）から供給を受けている。内部キャビティは、圧縮機１６（図１参照）から冷却空気の供給を受ける。フィルム冷却孔３４は、実質的に径方向に先端部３６上に流出する外側フィルム冷却を提供する。従来の設計には、先端部３６を冷却するために先端領域に冷却空気を多量に供給しようとして、できる限り多くのフィルム冷却孔を使用するものがある。実際には、フィルム冷却孔から排出される冷却空気とタービン２０（図１参照）を通って移動する高温の燃焼ガス２８との混合の複雑な性質により、先端部３６を均一に冷却することは非常に困難である。

続いて図３を参照すると、本発明のブレード先端部の冷却設計が示されている。図２に示したブレード先端部の冷却設計とは異なり、本発明は、先端部３６の対流冷却およびフィルム冷却を提供するために、ブレード２４の先端部３６に埋設されたミクロ回路４０を備えている。図３に示されたミクロ回路４０は、ミクロ回路４０を通って移動する冷却空気４１（冷却流れ）の流路を示している。

次に図３〜５を参照して、ブレード２４のエアフォイルに関して本発明の特徴をさらに説明する。図４は、図３のエアフォイルの先端部の部分説明図であり、図５は、図４のエアフォイルの先端部を示す拡大説明図である。

ブレード２４は、鋳造されており、内部にキャビティ３８が設けられた中空のエアフォイル５４を有する。ブレード２４は、ダブテール３０の径方向上部に配置されている。内部キャビティ３８は、従来の形態のマルチパス蛇行流路（冷却回路）とすることができ、上述したように、冷却空気４１は、一般にエンジンの圧縮機１６（図１参照）から抽気された空気の一部である。エアフォイル５４は、圧縮機１６（図１参照）などの冷却空気供給源に接続された複数の内部冷却キャビティ３８（冷却回路）を有することが好ましい。ブレード２４は、大部分で凸状の第２の壁すなわち負圧側壁４４から側方すなわち周方向に離間された実質的に凹状の第１の壁すなわち正圧側壁４２を含む。側壁４２，４４は、軸方向で反対側に位置する前縁および後縁４６，４８で互いに接合されており、かつエアフォイル５４が一体のプラットフォーム５６と接触する根部５０と先端部３６すなわちエアフォイル５４を閉じる先端部分との間で長手方向つまり径方向に延在している。よって、エアフォイル５４は、中心線６０の反対側にそれぞれ配置された負圧側壁４４と正圧側壁４２とを含む外側壁５８を有している。側壁４２，４４は、前縁４６と後縁４８との間で翼弦方向にそれぞれ延在しており、かつプラットフォームと先端部との間で翼幅方向に延在している。さらに、外側壁５８は、外側面６６を有し、この外側面６６には、頂面６７（先端面）が含まれる。高温の燃焼ガス２８（ガス流）は、エアフォイル５４の外側面６６を横切って流れる。

ミクロ回路によって、調整可能でかつ効率が高い対流冷却が提供される。高性能の冷却形態では、効率が高い対流冷却とともに、高いフィルム効果が要求される。図３は、キャビティ３８の外側に位置する本発明のミクロ回路４０を示している。ミクロ回路は、部品に機械加工または鋳造することができる。好適実施例では、ミクロ回路は、耐火金属の形態で形成され、鋳造前に鋳型内に配置される。モルブデン（Ｍｏ）とタングステン（Ｗ）を含む種々の耐火金属は、ニッケルベースの超合金の典型的な鋳造温度を超える融点を有する。これらの耐火金属は、鍛錬した薄いシートまたはその他の形態で、タービンおよび燃焼器の冷却設計における特有の冷却通路を形成するために必要な寸法に製造可能である。このようなミクロ回路は、特に、燃焼ライナ、タービンベーン、タービンブレード、タービンシュラウド、ベーン端壁、およびエアフォイル端部を含むがこれらに限定されない部分に組込むことができる。これらの部品は、好ましくは、部分的にまたは全体的にニッケルベースの合金またはコバルトベースの合金で形成される。薄い耐火金属シートやフォイルは、充分な延性を有し、複雑な形状に曲げたり成形したりすることが可能である。この延性によって、ワックス／シェルサイクルに耐性を有する強固な設計が得られる。鋳造後に、化学的な除去、熱的なリーチング、または酸化処理などによって耐火金属を除去することができ、図３に示すミクロ回路４０を形成するキャビティが残される。本発明の冷却設計は、セラミック製コアを用いたインベストメント鋳造技術を使用して製造することもできる。

ブレード２４の先端部を冷却する本発明は、図３〜５に示すように、ブレード２４の先端部３６内に横方向に配置されたミクロ回路４０を使用することを含む。キャビティ３８は、ミクロ回路４０の内側に位置する。ミクロ回路４０は、少なくとも１つの入口開口部７０、好ましくは複数の入口開口部つまり入口と、少なくとも１つの出口開口部７２、好ましくは複数の出口開口部つまり出口と、を有する。

ミクロ回路４０は、さらに少なくとも１つのプレナムすなわちチャンバ７８、好ましくは入口７０および出口７２と流体的に連通する２つの独立したプレナムを含む。好適実施例では、リブ８３によって分離された２つのプレナムが設けられている。これらのプレナム７８は、先端部３６を横切って延びている。よって、プレナム７８は、頂部内側面８２と底部内側面８４によって径方向に境界づけられており、つまりこれらの面によって画成されている。これにより、入口７０は、各々のキャビティ３８からの冷却空気４１をそれぞれのプレナム７８に導くとともに、冷却空気４１を先端部３６の内側面に衝突させる。また、好ましくは、各々のプレナム７８は、複数の冷却通路つまりミクロ通路８０を含み、冷却空気４１は、これらのミクロ通路８０を通って導かれる。図３に示すように、それぞれのプレナム７８に設けられたミクロ通路８０は、冷却空気４１が入口７０から出口７２に移動するに従って、冷却空気４１が混合されるように互いに接続されていることが好ましく、これにより、エアフォイル５４の先端部３６にわたる熱伝達が高まる。図３に示すように、ミクロ通路８０は、中心線６０まで実質的に横向きに延びて、前縁４６から後縁４８にわたって先端部３６を覆うことが好ましい。これにより、ミクロ通路８０内の冷却空気４１は、エアフォイル５４の外側面上に流れる熱い燃焼ガス２８の流れ方向とは実質的に反対方向に移動する。また、ミクロ通路８０は、入口７０から出口７２に向かって収束することが好ましい。これらの特徴の利点については、以下で詳細に説明する。

冷却空気４１は、出口７２を通ってエアフォイル５４の外側の領域に流出する。図４に示すように、出口は、矩形であり、冷却空気４１を排出するときに冷却空気４１を拡散するように外向きに広がっていることが好ましい。図４に示す拡散角αは、約１２°以下であることが好ましい。また、出口７２は、先端部３６に向かって上向きに方向づけられていることが好ましく、出口７２は、先端面に対して垂直に測定して約０〜４５°の範囲で先端部３６に向かって上向きに方向づけられていることが最も好ましい。また、出口７２は、正圧側壁４２に近接するとともにこの正圧側壁を通って延び、かつ前縁４６および後縁４８の間でそれぞれ離間して配置されていることが好ましい。入口７０は、負圧側壁４４に近接して配置されているとともに、冷却空気４１が対応するキャビティ３８から入口７０に直接供給されるように実質的に径方向に延びている。冷却空気４１は、出口７２の上流で最も低温であり、出口７２に向かって移動するに従って内部の対流よって加熱される。熱が先端部３６から取り除かれ、これにより、冷却空気４１が出口７２に向かって移動するに従って加熱される。冷却空気４１は、ミクロ通路８０から排出された後に高温の燃焼ガス２８の流れと部分的に混合されるとともに、それ自体の運動量によって先端部３６の頂部にわたって流れることができる。従って、排出された冷却空気４１のフィルムは、ブレード２４の先端部３６を高温の燃焼ガス２８から保護するフィルムの幕を提供することで先端部３６の外側を冷却するとともに、先端部３６の上部において高温の燃焼ガス２８の漏れを減少させる。これにより、エアフォイル５４の先端部３６は、内側の対流冷却と外側のフィルム冷却の両方を利用して冷却される。

本発明は、さらに、先端部３６の後縁領域における通路８６を使用することを含み、この通路８６は、１つのプレナム７８から実質的にエアフォイル５４の中心線６０に沿って延びるとともに後縁４８の近傍で終端となる。通路８６は、空間が限られているためにエアフォイル５４の後縁４８から約０．３インチ（７．６２ｍｍ）の距離に定められることが好ましい。また、好ましくは、通路８６は、循環セルを構成するように波状となっており、これにより、先端部３６の後縁領域における熱伝達が増加する。

図５に示すように、プレナム７８内でかつプレナム７８に流れる冷却空気４１の流路には、少なくとも１つ、そして好ましくは複数のペデスタル８８がミクロ回路４０内で延在するように設けられている。これらのペデスタル８８は、ミクロ回路４０の頂部内側面８２からミクロ回路４０の底部内側面８４まで延在することが好ましい。最も好ましくは、ペデスタル８８は、金属と一体に鋳造されており、プレナム７８内で実質的に径方向に、つまり冷却空気４１の流れに対して横方向に延在する。これらのペデスタル８８は、ブレード２４に構造的な一体性を提供し、かつ冷却空気４１に乱流を発生させる手段となるとともに熱伝導経路を提供することによりミクロ回路４０内の熱伝達を高めるように機能する。ペデスタル８８は、乱流の発生を促進するとともに熱伝導経路を拡大するために、規則正しくまたは不規則に形状づけられていることが好ましい。ペデスタルは８８は、最も望ましくは（三つ葉または四つ葉の）クローバーの設計を有し、図５に示す四つ葉の設計がより好ましい。四つ葉の設計では、ペデスタル８８は、ペデスタルの中心部に向かって内側に延びる４つの弓形の側面によって定められる断面を有する。当業者であれば分かるように、所望の熱伝達の向上によって、ペデスタル８８を種々の形状とすることができ、このような形状は、本発明の範囲に含まれる。さらに、当業者であれば分かるように、ペデスタル８８による利点は、実質的にミクロ通路８０の間またはミクロ通路８０内に配置されたペデスタルによって同様に達成することができる。

好適実施例では、ミクロ回路４０の高さＨは、好ましくは約０．０１２〜０．０２５インチ（約０．３〜０．６ｍｍ）であり、最も好ましくは約０．０１７インチ（０．４ｍｍ）より小さい。先端部３６の頂面とミクロ回路４０の頂部内側面８２との間の距離Ｄは、約０．０１５〜０．０２５インチ（約０．４〜０．６ｍｍ）であり、最も好ましくは約０．０２０インチ（約０．５ｍｍ）よりも小さい。高さＨと距離Ｄとは、図５に示すように径方向で測定される。

続いて図６を参照すると、少なくとも１つのパージ孔９０、好ましくは複数のパージ孔が、先端部３６および先端面６７に設けられた皿穴部分９４を通って延びており、これらのパージ孔は、キャビティ３８を塞ぐおそれがあるデブリがない状態にキャビティ３８を保つ。パージ孔９０は、ミクロ回路４０内の冷却空気４１に作用せず、キャビティ３８からデブリをパージするためにキャビティ３８のみと流体的に連通している。

図３〜図５を再び参照して、本発明の利点を詳細に説明する。本発明は、従来技術に対して、先端部３６にわたる高温の燃焼ガス２８の漏れを最少化するという追加の利点を有する。ブレード先端部の漏れは、エアフォイル５４の正圧面と負圧面との間の圧力差と、先端部３６に向かう高温の燃焼ガス２８の加速度と、の関数である。ブレード先端部の漏れは、高温の燃焼ガス２８が、ブレード２４の先端部３６とブレードの外側エアシール（図示省略）との間の間隙内に流入することにより生じる。漏れた高温の燃焼ガス２８は、タービン２０を通って仕事をしないので、このような漏れは望ましくない。本発明では、冷却空気４１は、冷媒噴流として出口７２から流出する。この噴流は、高温の燃焼ガス２８の流れに向かって加速して先端部３６にわたるフィルムの幕を形成し、高温の燃焼ガス２８がブレード２４の先端部３６を越えて漏れることを防止する。

さらに、本発明は、所望でかつ最適な先端部冷却を達成するためにブレード２４の内部キャビティ３８から抽出される冷却空気４１の量を制限する。上述したように、冷却空気の供給は、圧縮機１６（図１参照）から得られるとともに、最終的にタービン２０の領域内に排出される。この空気は、圧縮機１６（図１参照）から奪われ、すなわち有用なタービンの仕事を発生しない空気である。従って、このような付随する損失を減少させるために、本発明の設計の入口７０は、ガスの自由流れの約０．５％よりも小さい寸法となっている。

冷却効率は、高温の燃焼ガス２８と冷媒（冷却空気）との温度差に対する、高温の燃焼ガス２８とバルク金属温度との温度差の比率として定義される。金属温度が低ければ低いほどブレード２４の総合的な耐久性が向上するので、タービンの技術者および設計者は、約７０％を越える冷却効率を得ようとして設計を行っている。本発明では、２つの方法によってこれを達成する。第一に、高温の燃焼ガス２８の温度を減少させるためにフィルム冷却が利用される。出口７２から高温の燃焼ガスの流れに冷却空気４１が排出されるときに、冷却空気４１が混合されることによって温度が減少する。しかし、上述したように、圧縮機１６（図１参照）から奪われる冷却空気４１が多くなると、圧縮機１６（図１参照）が発生させることができる仕事が減少するので、この方法に完全に頼ることは望ましくない。よって、上述したように、本発明では、所望の冷却効率を得るように先端部３６の内側を対流冷却する新規の方法を採用している。これまでの先端部のフィルム冷却では、この方法を効率が高くかつ信頼できる程度まで利用していない。対流冷却効率の大きさは、以下で示すように、冷却空気４１がミクロ回路４０内を移動するときの冷却空気４１の熱吸収（ｈｅａｔ ｐｉｃｋ ｕｐ）の関数である。

［数１］
η_c＝［Ｔ_coolant,out−Ｔ_coolant,in］／［Ｔ_metal−Ｔ_coolant,in］
ここで、Ｔ_coolant,outは、出口から流出する冷却空気温度であり、
Ｔ_coolant,inは、入口に流入する冷却空気温度であり、
Ｔ_metalは、エアフォイルのバルク金属温度である。

上述の式において、タービンの技術者および設計者は、熱吸収が高く、エアフォイル５４の先端部３６を冷却する設計を求めている。本発明の設計では、以下で詳細に説明するいくつかの方法によってこのような熱吸収の向上を達成する。第一に、ペデスタル８８が、ミクロ回路４０のミクロ通路８０内で乱流を促進している。第二に、これらのペデスタル８８は、表面積を拡大するように機能し、これにより、伝導熱伝達経路を拡大する。第三に、入口７０は、冷却空気４１が入口から対応するミクロ通路８０に移動するのに従って、先端部３６の衝突冷却の供給源を提供する。入口７０は、エアフォイル５４の負圧側に近接する先端部３６に衝突冷却を提供することが好ましい。エアフォイル５４の負圧側は、ブレード２４の負圧側壁４４に高い熱負荷を与える外側の回転渦にさらされるおそれがあるので、負圧側への衝突は非常に望ましい。これらの渦は、エアフォイル５４の先端部を越えて流れるとともに負圧側の主流の上に落下するガス２８によって発生する。これらの渦は、負圧側に落ちるときにある角運動量と方向を有しており、主流ガスの流れと衝突して渦を発生させる。よって、本発明は、先端部３６を冷却するためにフィルム冷却に完全には頼らない。

本発明は、さらに、収束するミクロ通路８０による追加の利点を有する。冷却空気４１は、亜音速なので、入口７０と出口７２との間でミクロ通路８０が収束することで、流れが有利に加速して熱伝達係数が増加する。よって、本発明のミクロ回路４０は、熱吸収を増加させるさらに他の手段をも提供する。

また、本発明は、先端部３６にフィルム冷却を提供する出口７２の翼弦方向の間隔を調節可能とする。従来技術では、フィルム冷却孔の間の間隔によって、フィルム冷却の範囲が比較的小さくなっている。この領域では、金属内の伝導に頼って先端面を冷却するので、金属は平均フィルム温度よりも高い温度になる。本発明の設計では、先端部の漏れが比較的大きい先端部３６の領域において、孔の間隔を小さくすることが可能となる。本発明では、従来技術とは異なり、出口７２の形状を有利に矩形とし、かつ出口７２を通って流れが移動するに従って断面積を増加させる。このような出口７２の断面積の増加つまり出口７２の拡大は、冷却空気４１を有利に拡散させる。冷却空気４１が出口７２から流出するに従って冷却空気４１を拡散させることで、冷却フィルムの冷却範囲を増加させることができる。これにより、先端部３６におけるフィルムの幕の効果が高まり、望ましくない先端部の漏れが最少になる。従来技術の設計では、製造方法がドリル加工であるために、孔は円形である。従って、本発明では、フィルム冷却によって提供される冷却範囲は、従来技術の設計に比べて効果的でかつ効率的である。

図６を参照すると、本発明の他の実施例に係るエアフォイルの先端部の部分説明図が示されている。この実施例では、棚部９２が、好ましくはエアフォイル５４の正圧面に隣接して先端部３６の頂面６７に設けられている。よって、図３に示すようにエアフォイル５４の正圧面に出口７２を配置する代わりに、棚部９２に出口７２を配置して、冷却空気４１が出口７２から先端部３６の頂面６７上に排出されるようにすることができる。

上述したように、本発明は、他の多くのエアフォイル（ブレードおよびベーン）構造と関連して実施および利用することができる。さらに、当業者であれば分かるように、ミクロ通路の構成およびその間の間隔、ペデスタル８８の寸法、出口および入口の寸法および方向は、与えられたエアフォイル設計の先端部の冷却を最適化するために全て変更可能である。

従って、本発明は、エアフォイルをフィルム冷却および対流冷却する新規の方法を利用する冷却装置を提供する。この組み合わせは、特に、従来技術の先端部冷却機構に比べて、先端部３６において同じ金属温度を得るために先端部３６の冷却に必要な冷却空気が少ないという利点を有する。圧縮機の抽気流れがより少ないと、タービン効率の増加という追加の利点が提供される。本発明は、従来技術に比べて、相乗効果によって性能を改善するとともにブレード寿命を延長する新規のミクロ回路先端部冷却設計を提供する。本発明のミクロ回路４０は、先端部３６をフィルム冷却する改善された手段と共に、先端部３６を効率的でかつ効果的に対流冷却する新規の方法を提供する。ａ）ミクロ通路８０によって提供される効果的な対流冷却と、ｂ）フィルム冷却による先端面の効果的な断熱により、従来および最新の設計に比べてより低温の先端部が提供される。従って、本発明の有利な冷却設計を用いる先端部３６は、耐用寿命が比較的長いだけでなく、総合的なタービン効率を改善する。

好適実施例を参照して本発明を説明したが、当業者であれば分かるように、本発明の範囲から逸脱することなく、種々の変更を行うことができるとともに本発明の要素の代わりに同等物を用いることができる。また、本発明の実質的な範囲から逸脱せずに、特定の状況または材料を本発明の教示に適合させるために多くの改良が可能である。従って、本発明は、本発明の好適実施例として開示された特定の実施例に限定されるものではなく、請求の範囲内である全ての実施例を含むものである。

本発明に係るタービンエアフォイルを使用する種類のガスタービンエンジンの概略断面図である。 従来のブレード先端部のフィルム冷却法の一形態を示す典型的なタービンブレードの斜視図である。 本発明に係るミクロ回路冷却機構を含むエアフォイルの斜視図である。 図３のエアフォイルの先端部の部分説明図である。 図４のエアフォイルの前縁に隣接する先端部を示す部分説明図である。 本発明に係る他の実施例のエアフォイル先端部の部分説明図である。

符号の説明

２４…ブレード
３０…タブテール
３６…先端部
３８…内部冷却キャビティ
４０…ミクロ回路
４１…冷却空気
４２…正圧側壁
４４…負圧側壁
４６…前縁
４８…後縁
５０…根部
５４…エアフォイル
５６…プラットフォーム
５８…外側壁
６０…中心線
６６…エアフォイルの外側面
６７…先端部の頂面
７０…入口
７２…出口
７８…プレナム
８０…ミクロ通路
８３…リブ
８６…通路

Claims (36)

1. 端部から冷却流が流入可能となっており、かつ前縁および後縁で接合されている正圧側壁および負圧側壁を含むとともに、根部から先端部まで延在している中空のエアフォイルと、
   前記先端部に配置されるとともに、入口と出口とを含み、これらと流体的に連通する少なくとも１つのミクロ通路と、
   前記エアフォイルから前記入口に流入するとともに前記ミクロ通路を通って移動し、かつ前記出口から前記エアフォイルの外側の領域に流出する冷却流を前記エアフォイルに提供する手段と、を含むことを特徴とするタービンブレード。
2. 少なくとも１つのペデスタルをさらに含み、このペデスタルは、前記ミクロ通路内に流れる前記冷却流の経路の少なくとも一部にわたって径方向に延在していることを特徴とする請求項１記載のタービンブレード。
3. 前記ペデスタルは、前記ミクロ通路内の冷却流の乱流を促進するとともに前記先端部の熱伝導面を増加させるように形状づけられていることを特徴とする請求項２記載のタービンブレード。
4. 前記ペデスタルは、クローバーの形状を有することを特徴とする請求項３記載のタービンブレード。
5. 前記入口は、前記エアフォイル内に配置された冷却回路と流体的に連通しており、前記出口は、前記側壁の一方を通って延びているとともに冷却流を先端部に衝突させるために該先端部に向かって方向づけられていることを特徴とする請求項２記載のタービンブレード。
6. 前記出口は、前記正圧側壁に配置されているとともに、前記先端部の頂部外側面に垂直な軸に対して約０〜４５°の角度で、前記先端部に向かって上向きに方向づけられていることを特徴とする請求項５記載のタービンブレード。
7. 前記ミクロ通路は、前記負圧側壁と前記正圧側壁との間で実質的に前記先端部を横切るように配置されていることを特徴とする請求項５記載のタービンブレード。
8. 前記ミクロ通路は、前記出口に向かって収束しており、該出口は、内部を通る冷却流を拡散するように拡大していることを特徴とする請求項５記載のタービンブレード。
9. 前記先端部は、少なくとも部分的に前記側壁の一方から円錐状に広がった頂面部分を有し、前記出口は、前記先端部をフィルム冷却するために前記円錐状に広がった頂面部分を通って延びていることを特徴とする請求項１記載のタービンブレード。
10. 前記後縁に隣接して実質的に前記エアフォイルの中心線に沿って配置された少なくとも１つのミクロ通路をさらに含み、このミクロ通路は、前記負圧側壁と前記正圧側壁との間で実質的に前記先端部を横切るように配置された前記ミクロ通路と流体的に連通しており、
    前記負圧側壁と前記正圧側壁との間で実質的に前記先端部を横切るように配置された前記少なくとも１つのミクロ通路からの冷却流が、前記後縁に隣接して実質的に前記エアフォイルの中心線に沿って配置されたミクロ通路に流入するとともに、前記後縁に隣接して前記正圧側壁の外側面に配置された出口を通って流出することを特徴とする請求項７記載のタービンブレード。
11. 前記冷却流は、ガス流の方向とは反対の方向で前記ミクロ通路を通って移動し、前記ガス流は、前記ブレードの外側面を横切って流れていることを特徴とする請求項５記載のタービンブレード。
12. エアフォイルの根部と先端部との間で長手方向に延びており、かつ一端から冷却空気が流入可能となっている内部キャビティを画成するように、前縁および後縁で接合されているとともに前記前縁および前記後縁の間で互いに離間された正圧側壁および負圧側壁と、
    前記第１の側壁と前記第２の側壁との間に横方向に配置された少なくとも１つのプレナムと、
    前記プレナムと流体的に連通するとともにそれぞれ独立して離間されており、かつ前記先端部に近接して前記負圧側壁に隣接するように配置された複数の入口と、
    前記プレナムと流体的に連通する複数の出口と、
    冷却空気供給手段と、を含み、冷却空気は、前記入口から流入するとともに、前記プレナムへ移動し、前記出口から前記エアフォイルの外側の領域へと流出することを特徴とするエアフォイル。
13. 前記入口は、前記エアフォイル内に位置する冷却回路内の冷却空気と流体的に連通しているとともに、この冷却空気を前記先端部に衝突させるように該先端部に向かって方向づけられていることを特徴とする請求項１２記載のエアフォイル。
14. 少なくとも１つのペデスタルをさらに含み、このペデスタルは、前記プレナム内に流れる前記冷却空気の経路の少なくとも一部にわたって径方向に延在していることを特徴とする請求項１２記載のエアフォイル。
15. 前記ペデスタルは、前記プレナム内の冷却空気の乱流を促進するとともに前記先端部の熱伝導面を増加させるように形状づけられていることを特徴とする請求項１４記載のエアフォイル。
16. 前記ペデスタルは、クローバーの形状を有することを特徴とする請求項１５記載のエアフォイル。
17. 前記出口は、前記正圧側壁に配置されているとともに、前記先端部の頂部外側面に垂直な軸に対して約０〜４５°の角度で、前記先端部に向かって上向きに方向づけられていることを特徴とする請求項１３記載のエアフォイル。
18. 前記先端部は、少なくとも部分的に前記側壁の一方から円錐状に広がった頂面部分を有し、前記出口は、前記先端部をフィルム冷却するために前記円錐状に広がった頂面部分を通って延びていることを特徴とする請求項１２記載のタービンブレード。
19. 前記プレナムは、前記負圧側壁と前記正圧側壁との間で前記先端部を実質的に横切るように配置されているとともに、前記入口および前記出口と流体的に連通している複数のミクロ通路を含み、これらのミクロ通路は、前記入口から冷却空気の供給を受けるとともに前記出口を通してこの冷却空気を排出するように設けられていることを特徴とする請求項１３記載のエアフォイル。
20. 前記後縁に隣接して実質的に前記エアフォイルの中心線に沿って配置された少なくとも１つのミクロ通路をさらに含み、このミクロ通路は、前記ミクロ通路の少なくとも１つと流体的に連通しており、
    前記ミクロ通路の少なくとも１つからの冷却空気は、前記後縁に近接して前記エアフォイルの中心線に沿って配置された前記ミクロ通路に流入するとともに、前記後縁に近接して前記正圧側壁の外側面に配置された出口を通して流出することを特徴とする請求項１９記載のエアフォイル。
21. 前記冷却空気は、ガス流の方向とは反対の方向で前記ミクロ通路を通って移動し、前記ガス流は、前記エアフォイルの外側面を横切って流れていることを特徴とする請求項１９記載のエアフォイル。
22. 前記ミクロ通路は、相互に接続されており、前記プレナムは、約０．０２５ミル以下の径方向高さを有することを特徴とする請求項１９記載のエアフォイル。
23. 中空のエアフォイルの先端部での使用に適する埋設されたミクロ回路であって、前記中空のエアフォイルは、正圧側壁と負圧側壁とを有し、これらの正圧側壁と負圧側壁とは、前縁と後縁で接合されているとともに根部から先端部まで延在しており、前記ミクロ回路は、
    冷却空気が流入可能となっている複数の入口と、
    前記入口と流体的に連通しているとともに冷却空気が流入可能となっている複数の相互に接続されたミクロ通路と、
    前記ミクロ通路と流体的に連通しているとともに、前記負圧側壁に配置されており、かつ前記ミクロ通路から前記エアフォイルの先端部の外側の領域へ冷却空気を移動させる複数の出口と、
    前記入口に冷却空気を供給する手段と、を含むことを特徴とするミクロ回路。
24. 前記ミクロ回路内に流れる冷却空気に乱流を生じさせるために、前記ミクロ回路内で冷却空気の経路に配置された少なくとも１つのペデスタルを含むことを特徴とする請求項２３記載のミクロ回路。
25. 前記ペデスタルは、ミクロ回路内の乱流を促進し、かつその熱伝導面を増加させる形状となっていることを特徴とする請求項２４記載のミクロ回路。
26. 前記ペデスタルは、クローバー形状を有することを特徴とする請求項２５記載のミクロ回路。
27. 前記入口は、前記エアフォイル内に配置された冷却回路内の冷却空気と流体的に連通しているとともに、前記先端部に冷却空気を衝突させるように該先端部に向かって方向づけられていることを特徴とする請求項２３記載のミクロ回路。
28. 前記出口は、前記先端部の頂部外側面に垂直な軸に対して約０〜４５°の角度で先端部に向かって上向きに方向づけられていることを特徴とする請求項２７記載のミクロ回路。
29. 前記ミクロ通路は、前記負圧側壁と前記正圧側壁との間で前記先端部を実質的に横切るように配置されているとともに、前記入口から冷却空気の供給を受けて前記出口から冷却空気を排出するように設けられていることを特徴とする請求項２３記載のミクロ回路。
30. 前記後縁に隣接して実質的に前記エアフォイルの中心線に沿って配置された少なくとも１つのミクロ通路をさらに含み、このミクロ通路は、前記ミクロ通路の少なくとも１つと流体的に連通しており、
    前記相互に接続されたミクロ通路からの冷却空気は、前記後縁に近接して前記エアフォイルの中心線に沿って配置された前記ミクロ通路に流入するとともに、前記後縁に近接して前記正圧側壁の外側面に配置された出口を通して流出することを特徴とする請求項２９記載のミクロ回路。
31. 前記冷却空気は、ガス流の方向とは反対の方向で前記ミクロ通路を通って移動し、前記ガス流は、前記エアフォイルの外側面を横切って流れていることを特徴とする請求項２９記載のミクロ回路。
32. 前記出口は、前記先端部の頂部外側面に垂直な軸に対して約０〜４５°の角度で先端部に向かって上向きに方向づけられていることを特徴とする請求項２３記載のミクロ回路。
33. ガスタービンでの使用に適したタービンブレードの先端部の冷却方法であって、
    前記先端面の下側にミクロ回路を形成し、このミクロ回路は、
    冷却流体供給源から前記ブレード内に冷却流が流入可能となるようにする入口と、
    前記入口と流体的に連通しており、かつ冷却流が通過可能となっている複数の相互に接続されたミクロ通路と、
    前記ミクロ通路と流体的に連通しており、かつ前記ミクロ通路から前記エアフォイルの先端部の外側の領域に冷却流を移動させる出口と、を有し、
    前記入口に流入するとともに前記複数のミクロ通路を通過し、前記出口から前記ブレードの先端部におけるガス流内に流出するように、前記冷却流体供給源から冷却流を提供するステップをそれぞれ含むことを特徴とするタービンブレードの先端部の冷却方法。
34. 前記ミクロ回路の形成は、
    前記ミクロ通路の形状に耐火金属を成形し、
    前記ブレードを鋳造するための鋳型に前記耐火金属を挿入し、
    鋳造後に前記ブレードから前記耐火金属を取り除くステップをそれぞれ含むことを特徴とする請求項３３記載のタービンブレードの先端部の冷却方法。
35. 前記ブレードは、ニッケルベースの合金とコバルトベースの合金とからなる群から選択された金属で製造されていることを特徴とする請求項３３記載のタービンブレードの先端部の冷却方法。
36. 前記ミクロ通路は、約０．０３インチ以下の距離で前記ブレードの面の下側に形成されていることを特徴とする請求項３３記載のタービンブレードの先端部の冷却方法。

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