JP2004324646A - 翼形部先端を構造的に支持するための方法及び装置 - Google Patents

Abstract

【課題】 本発明は、ロータブレードに発生する振動を減少させるための方法及び装置を提供する。
【解決手段】 ガスタービンエンジン（１０）用の翼形部（４２）は、前縁（４８）と、後縁（５０）と、先端（５４）と、翼形部の第１の側面を画成するように翼形部根元（５２）と先端との間を半径方向スパンで延びる第１の側壁（４４）と、前縁及び後縁において第１の側壁に接合されかつ翼形部の第２の側面を画成するように翼形部根元と先端との間を半径方向スパンで延びる第２の側壁（４６）とを含む。翼形部はまた、第１の側壁及び第２の側壁の少なくとも１つから外向きに延びるリブ（７０）を含み、該翼形部の翼弦方向振動の固有振動数をエンジン作動時にガスタービンエンジン内に存在しない振動数まで増大させるようにする。
【選択図】 図３

Description

本出願は、総括的には、ガスタービンエンジンのロータブレードに関し、より具体的には、ロータブレードに発生する振動を減少させるための方法及び装置に関する。

一般的にガスタービンエンジンロータブレードは、前縁、後縁、正圧側面及び負圧側面を有する翼形部を含む。正圧側面及び負圧側面は、翼形部前縁及び後縁において接合されかつ翼形部根元と先端との間を半径方向スパンにわたって延びる。内側流路の少なくとも一部が翼形部根元によって画成され、また外側流路の少なくとも一部が固定ケーシングによって画成される。例えば、少なくとも一部の公知の圧縮機は、ディスク又はスプールから半径方向外向きに延びる複数列のロータブレードを含む。

公知の圧縮機ロータブレードは、各ブレードの根元領域がブレードの先端領域よりも厚くなるようにして、内側流路付近で片持ち支持される。より具体的には、先端領域は根元領域よりも薄くかつ先端領域は通常機械的に拘束されていないので、作動時の伴流圧力分布によって先端領域においてブレードに翼弦方向曲げモードが発生する可能性がある。その上、エンジン作動時に存在する共振振動数においてブレードに振動エネルギーが発生する可能性もある。このような翼弦方向曲げモード又は振動が発生した状態での連続運転により、ブレードの有効寿命が制限されるおそれがある。

翼弦方向曲げモードを減少させるのを可能にするためにかつ／又はエンジン作動時に存在する共振振動数の影響を少なくするために、少なくとも一部の公知のベーンでは、先端領域をより厚く製作している。しかしながら、ブレード厚さを増大することは、空力的性能に悪影響を及ぼしかつ／又はロータアセンブリに付加的な半径方向荷重を発生させるおそれがある。従って、他の公知のブレードは、別の公知のブレードと比較してより短い翼弦方向長さをもつように製作される。しかしながら、ブレードの翼弦長さを縮小することもまた、ブレードの空力的性能に悪影響を及ぼすおそれがある。

１つの態様では、ガスタービンエンジン用のロータブレードを製作する方法を提供する。本方法は、各々が翼形部根元と翼形部先端との間を半径方向スパンで延びかつ前縁及び後縁において接合された第１の側壁及び第２の側壁を含む翼形部を形成する段階と、翼形部第１の側壁及び翼形部第２の側壁の少なくとも1つから外向きに延びるリブを形成して、翼形部の翼弦方向振動の固有振動数を正常エンジン作動時のいかなる励振振動数によっても励振されない振動数まで増大させるようにする段階とを含む。

別の態様では、ガスタービンエンジン用の翼形部を提供する。本翼形部は、前縁と、後縁と、先端と、翼形部の第１の側面を画成するように翼形部根元と先端との間を半径方向スパンで延びる第１の側壁と、前縁及び後縁において第１の側壁に接合されかつ翼形部の第２の側面を画成するように翼形部根元と先端との間を半径方向スパンで延びる第２の側壁とを含む。翼形部はまた、第１の側壁及び第２の側壁の少なくとも１つから外向きに延びるリブを含み、該翼形部の翼弦方向振動の固有振動数を正常エンジン作動時のいかなる励振振動数によっても励振されない振動数まで増大させるようにする。

さらに別の態様では、複数のロータブレードを含むガスタービンエンジンを提供する。各ロータブレードは、前縁と、後縁と、第１の側壁と、第２の側壁と、少なくとも1つのリブとを有する翼形部を含む。翼形部第１及び第２の側壁は、前縁及び後縁において軸方向に接合され、各側壁は、ブレード根元から半径方向に翼形部先端まで延びる。リブが、翼形部第１の側壁及び翼形部第２の側壁の少なくとも１つから外向きに延びて、翼形部の翼弦方向振動の固有振動数を正常エンジン作動時のいかなる励振振動数によっても励振されない振動数まで増大させるようになっている。

図１は、ファンアセンブリ１２、高圧圧縮機１４、及び燃焼器１６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、低圧タービン２０、及びブースター２２を含む。ファンアセンブリ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の列を含む。エンジン１０は、吸気側２８及び排気側３０を有する。１つの実施形態では、ガスタービンエンジンは、オハイオ州シンシナチ所在のＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｃｏｍｐａｎｙから入手可能なＧＥ９０型エンジンである。

作動中、空気はファンアセンブリ１２を通って流れ、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に送られる。燃焼器１６からの空気流（図１に図示せず）は、タービン１８及び２０を駆動し、またタービン２０はファンアセンブリ１２を駆動する。

図２は、ガスタービンエンジン１０（図１に示す）のようなガスタービンエンジンに用いることができるロータブレード４０の部分斜視図である。図３は、図２に示すロータブレード４０の反対側から見た拡大部分斜視図である。１つの実施形態では、複数のロータブレード４０は、ガスタービンエンジン１０の高圧圧縮機段（図示せず）を形成する。各ロータブレード４０は、翼形部４２と該翼形部４２を公知の方法でロータディスク（図示せず）に取付けるために用いる一体形のダブテール４３とを含む。別の実施形態では、ブレード４０は、複数のブレード４０がディスク（図示せず）から半径方向外向きに延びるようにして、ブリスク（図示せず）を形成することができる。

各翼形部４２は、第１の輪郭付き側壁４４と第２の輪郭付き側壁４６とを含む。第１の側壁４４は凸面形であって翼形部４２の負圧側面を画成し、また第２の側壁４６は凹面形であって翼形部４２の正圧側面を画成する。側壁４４及び４６は、翼形部４２の前縁４８及び軸方向に間隔を置いて配置された後縁５０において接合される。より具体的には、翼形部後縁５０は、翼形部前縁４８から翼弦方向にかつ下流側に間隔を置いて配置される。第１及び第２の側壁４４及び４６は、それぞれダブテール４３に隣接して配置されたブレード根元５２からスパンで長手方向すなわち半径方向外向きに翼形部先端５４まで延びる。

リブ７０は、第２の側壁４６から外向きに延びる。別の実施形態では、リブ７０は、第１の側壁４４から外向きに延びる。さらに別の実施形態では、第１のリブ７０が第２の側壁４６から外向きに延び、また第２のリブ７０が第１の側壁４４から外向きに延びる。従って、リブ７０は、側壁４６に一致するような輪郭をもち、そのため側壁４６を横切って延びる空気流の流線に沿っている。この例示的な実施形態では、リブ７０は、側壁４６を横切って翼弦方向に延びる。別の実施形態では、リブ７０は、側壁４６に対して翼弦方向ではない方向に整列している。より具体的には、この例示的な実施形態では、リブ７０は、それぞれ翼形部前縁４８及び後縁５０間で翼弦方向に延びる。別の実施形態では、リブ７０は、それぞれ翼形部前縁４８又は後縁５０のうちの１つだけまで延びる。さらに別の実施形態では、リブ７０は、それぞれ翼形部前縁４８及び後縁５０間で側壁４６の一部だけに沿って延び、それぞれ前縁４８又は後縁５０のいずれまでにも延びていない。

リブ７０は、該リブ７０の根元７４が該リブ７０の外端縁８０の半径方向高さ７８よりも大きい半径方向高さ７６を有するような切頭円錐形断面輪郭を有する。この例示的な実施形態では、高さ７６及び高さ７８の両方が、第１の端部８４と第２の端部８６との間でリブ７０に沿ってほぼ一定である。別の実施形態では、根元高さ７６及び外端縁高さ７８の少なくとも１つを、リブ端部８４及び８６間で変えることができる。ブレード４０に対するリブ７０の相対的な位置、寸法及び長さを含むリブ７０の幾何学的形状は、ブレード４０の作動特性及び性能特性に基づいて多様に選択される。

リブ７０はまた、半径方向外側壁９０及び半径方向内側壁９２を含む。半径方向外側壁９０は、翼形部先端５４と半径方向内側壁９２との間に位置し、また半径方向内側壁９２は、半径方向外側壁９０と翼形部根元５２との間に位置する。各リブ側壁９０及び９２は、リブ根元７４とリブ外端縁８０との間を輪郭付けする。この例示的な実施形態では、リブ７０は対称面９４に関して対称形であるので、リブ側壁９０及び９２は同一である。別の実施形態では、側壁９０及び９２は、各々が異なり同一ではない。

リブ外端縁８０は側壁４６から空気流中に距離１００だけ延び、また対称面９４は翼形部根元５２に向かっての翼形部先端５４からの半径方向距離１０２に位置している。距離１００及び距離１０２は、ブレード４０の作動特性及び性能特性に基づいて多様に選択される。

リブ７０は、該リブ７０によって翼形部４２の剛性を高めることができる材料で製作される。より具体的には、リブ７０は、翼形部４２の剛性を高めて、翼形部４２の翼弦方向振動の固有振動数を正常エンジン作動時のいかなる励振振動数によっても励振されない振動数まで増大させるのを可能にするようになる。従って、リブ７０を含まない類似の翼形部に発生する可能性がある翼弦方向曲げ振動モードを、リブ７０によって実質的に排除するのが可能になる。より具体的には、リブ７０は、翼弦方向モード振動数を正常エンジン作動速度から外れるように調整するための技術を提供する。

作動時、翼形部４２に発生するエネルギーは、励振エネルギーの力と翼形部４２の変位のドット積として計算される。より具体的には、作動時、空力的駆動力すなわち伴流圧力分布は、一般的に先端５４が機械的に拘束されていないので、一般的に翼形部先端５４付近で最も高い。しかしながら、リブ７０が翼形部４２の局部的厚さを増大させ剛性を高めるので、リブ７０を含まない類似の翼形部と比較して翼形部４２の変位は減少する。従って、リブ７０によって翼形部４２の振動数マージンが増大しかつ翼形部４２に発生するエネルギー量が減少するので、翼形部４２が受ける空力的励振と伴流圧力分布からの高調波入力とが少なくなる。その上、リブ７０は先端５４からの半径方向距離１０２に位置しているので、リブ７０は、固定シュラウドに接触することはない。

図４は、ガスタービンエンジン１０（図１に示す）に用いることができるロータブレード２００の別の実施形態の斜視図である。ロータブレード２００は、ロータブレード４０（図２及び図３に示す）にほぼ類似しており、ロータブレード４０の構成部品と同一であるロータブレード２００の構成部品は、図４において、図２及び図３で用いたのと同じ参照符号を用いて示す。具体的には、１つの実施形態では、ロータブレード２００は、該ロータブレード２００がリブ７０に加えて第２のリブ２０２を含むことを除いてはロータブレード４０と同一である。より具体的には、この例示的な実施形態では、リブ２０２は、リブ７０と全く同じであるが、側壁４６でなくて側壁４４を横切って延びている。

リブ２０２は、第１の側壁４４から外向きに延びかつ側壁４４に一致するような輪郭をもち、従って側壁４４を横切って延びる空気流の流線に沿っている。この例示的な実施形態では、リブ２０２は、側壁４４を横切って翼弦方向に延びる。別の実施形態では、リブ２０２は、側壁４４に対して翼弦方向でない方向に整列している。より具体的には、この例示的な実施形態では、リブ２０２は、それぞれ翼形部前縁４８及び後縁５０間で翼弦方向に延びる。別の実施形態では、リブ２０２は、それぞれ翼形部前縁４８又は後縁５０の１つだけまで延びる。さらに別の実施形態では、リブ２０２は、それぞれ翼形部前縁４８及び後縁５０間で側壁４４の一部だけに沿って延び、それぞれ前縁４８又は後縁５０のいずれまでにも延びていない。

ブレード４０に対するリブ２０２の相対的な位置、寸法及び長さを含むリブ２０２の幾何学的形状は、ブレード４０の作動特性及び性能特性に基づいて多様に選択される。リブ２０２は、翼形部先端５４からの半径方向距離２１０に位置している。この例示的な実施形態では、半径方向距離２１０は、第１のリブの半径方向距離１０２（図３に示す）にほぼ等しい。別の実施形態では、半径方向距離２１０は、第１のリブの半径方向距離１０２と等しくはない。

上述のロータブレードは、費用効果がありかつ高い信頼性がある。本ロータブレードは、翼形部側壁の少なくとも１つから外向きに延びるリブを含む。リブは、翼弦方向モード振動数を正常エンジン作動速度範囲から外れるように調整するのを可能にする。さらに、リブの剛性は、各それぞれの翼形部に発生するエネルギーの量を減少させるのを可能にする。そ結果、費用効果がありかつ信頼性がある方法で、ブレードに空力的安定性をもたらしながらブレードの空力的性能を向上させるのを可能にするリブが得られる。

以上、ブレードアセンブリの例示的な実施形態を詳細に説明している。ブレードアセンブリは、本明細書に記載した特定の実施形態に限定されるのではなく、むしろ、各アセンブリの構成部品は、本明細書に記載した他の構成部品から独立してかつ別個に使用できる。各ロータブレード構成部品はまた、他のロータブレード構成部品と組み合わせて用いることもできる。

様々な特定の実施形態に関して本発明を説明してきたが、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で実施できることは、当業者には明らかであろう。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。

ガスタービンエンジンの概略図。 図１に示すガスタービンエンジンに用いることができるロータブレードの斜視図。 図２に示すロータブレードの反対側から見た拡大部分斜視図。 図１に示すガスタービンエンジンに用いることができるロータブレードの別の実施形態の斜視図。

符号の説明

４０ ロータブレード
４２ 翼形部
４４ 翼形部第１の側壁
４６ 翼形部第２の側壁
４８ 翼形部前縁
５０ 翼形部後縁
５４ 翼形部先端
７０ リブ

Claims (10)

1. 前縁（４８）と後縁（５０）と先端（５４）と、
   翼形部根元（５２）と前記先端との間を半径方向スパンで延びかつ翼形部の第１の側面を画成する第１の側壁（４４）と、
   前記前縁及び後縁において前記第１の側壁に接合され、前記翼形部根元と前記先端との間を半径方向スパンで延び、かつ翼形部の第２の側面を画成する第２の側壁（４６）と、
   前記第１の側壁及び第２の側壁の少なくとも１つから外向きに延びるリブ（７０）と、
   を含み、前記翼形部の翼弦方向振動の固有振動数を正常エンジン作動時のいかなる励振振動数によっても励振されない振動数まで増大させるようになっている、
   ガスタービンエンジン（１０）用の翼形部（４２）。
2. 前記翼形部第１の側壁（４４）及び第２の側壁（４６）の少なくとも1つが凹面形であり、残りの側壁が凸面形であり、前記リブが翼形部前縁（４８）から翼弦方向に翼形部後縁（５０）に向かって延びている、請求項１記載の翼形部（４２）。
3. エンジン作動時における前記翼形部へのエネルギー入力が、励振力と該励振力の作用点における翼形部の変位との積によって計算され、前記リブ（７０）が、前記翼形部の変位量を減少させるのを可能にするように構成されている、請求項１記載の翼形部（４２）。
4. 前記リブ（７０）が、エンジン作動時における翼形部先端の振幅を減少させるのを可能にするように構成されている、請求項１記載の翼形部（４２）。
5. 前記リブ（７０）が、翼形部後縁（５０）から翼弦方向に翼形部前縁（４８）に向かって延びている、請求項１記載の翼形部（４２）。
6. 前記リブ（７０）が、翼形部先端（５４）から半径方向距離（１００）に位置している、請求項１記載の翼形部（４２）。
7. 第１のリブ（７０）が第１の側壁（４４）から外向きに延び、また第２のリブ（２０２）が第２の側壁（４６）から外向きに延びている、請求項１記載の翼形部（４２）。
8. 複数のロータブレード（２４）を含み、各ロータブレードが、前縁（４８）と、後縁（５０）と、第１の側壁（４４）と、第２の側壁（４６）と、少なくとも1つのリブ（７０）とを備えた翼形部（４２）を含み、前記翼形部第１及び第２の側壁が前記前縁及び後縁において軸方向に接合されかつブレード根元（５２）から半径方向に翼形部先端（５４）まで延び、前記リブが前記翼形部第１の側壁及び翼形部第２の側壁の少なくとも１つから外向きに延びて、該翼形部の翼弦方向振動の固有振動数を正常エンジン作動時のいかなる励振振動数によっても励振されない振動数まで増大させるようになっているガスタービンエンジン（１０）。
9. 前記ロータブレード翼形部の第１の側壁（４４）及び第２の側壁（４６）の少なくとも1つが凹面形であり、該翼形部の第１の側壁及び第２の側壁の少なくとも1つが凸面形である、請求項８記載のガスタービンエンジン（１０）。
10. エンジン作動時における翼形部（４２）へのエネルギー入力が、翼形部に作用する励振力総量と該励振力に対応する該励振力の作用点における翼形部の変位量との積によって計算され、前記リブ（７０）が、前記翼形部の変位量を減少させるのを可能にするように構成にされている、請求項９記載の翼形部（４２）。

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