JP2005054799A - ガスタービンエンジンのタービン用の中空回転翼 - Google Patents

Abstract

【課題】翼の空気力学的特性及び熱機械的特性を低下させることなく、その信頼性を向上させるため翼の先端を十分に冷却することができる、ガスタービンエンジンのタービン用の中空回転翼を提供する。
【解決手段】内部冷却通路２４と、翼の先端１４に位置し端壁２６及びリム２８によって境界が設けられた開口空洞部３０と、上記内部冷却通路２４を圧力壁１６の外面に接続し、上記リムの頂部２８ａ付近で圧力壁１６の外面に現れるように圧力壁１６に対し傾斜を付けられた冷却路３２と、を含む中空翼に関し、特徴として、材料の補強部３４が圧力壁１６の少なくとも一部分に沿って空洞部３０のリム２８と端壁２６との間に存在し、これにより、上記リム２８は、冷却路３２が翼の先端１４の機械的強度を低下させることなくリム２８の頂部２８ａ付近で現れるように、上記端壁２６に隣接したその底部で拡張される。
【選択図】 図５

Description

本発明は、ガスタービンエンジンのタービン用の中空回転翼に係わり、特に、高圧タービン用の中空回転翼に関する。

より詳細には、本発明は、内部冷却通路と、翼の先端に位置し翼の先端の全体に広がる端壁と吸込壁（サクションウォール、背面）及び圧力壁（プレッシャウォール、腹面）に沿って前縁と後縁との間に広がるリム（又はフランジのエッジ）とにより境界が設けられた開口空洞部と、上記内部冷却通路を圧力壁の外面に接続し、上記リムの頂部付近で圧力壁の外面に現れるように圧力壁に対して傾斜を付けられた冷却路と、を含むタイプの中空翼の製造に関する。

このタイプの冷却路は、翼の先端を冷却することを目的とし、内部冷却通路から、圧力壁の外面の上端で翼の先端に向けて、冷却用空気の噴流を送り出すことができる。この空気の噴流は、「熱ポンピング」、すなわち、金属壁のコアにおける熱吸収による金属の温度の低下と、圧力側で翼の先端を保護する冷却用空気の膜を生じる。

これらの翼の先端における高い動作速度及びこれらの翼が晒される温度のため、実際上、翼の温度が翼の動作している場所のガスの温度よりも低く保たれるように、翼を冷却することが必要である。

したがって、従来、翼は、内部冷却通路に存在する空気によって冷却することを可能にするため中空である。

さらに、翼の先端に、「スクイーラ（ｓｑｕｅａｌｅｒ）」（又は「バスタブ」）と称される開口空洞部が設けられることが知られている。翼の先端のこの凹型形状は、翼の先端とタービンケーシングの対応した環状表面との間の対向する表面を制限し、翼の本体が環状セグメントとの接触によって損傷されることを防止する。

米国特許第６２３１３０７号明細書及び欧州特許出願公開第０８１６６３６号明細書は、圧力面上で内部冷却通路を空洞部のリムの外面に接続する冷却路がさらに設けられたこのような中空翼を開示する。

圧力壁の一方側に位置するこれらの冷却路は、内部冷却通路から、周囲の圧力壁よりも低温である空気の噴流を排出することが可能であり、この空気の噴流は、圧力壁の外面に局在化され、吸込壁へ向かって吸い込まれる冷却用空気の膜を形成する。

米国特許第６２３１３０７号明細書では、これらの傾斜した冷却路は、内部冷却通路を圧力壁上で空洞部のリムの外面へ接続し、これらの冷却路は、空洞部の端壁と圧力壁上で空洞部のリムとを通過するように配置され（この文献の第２図を参照）、上記空洞部を通り抜ける。

したがって、この解決法は、翼先端の熱機械的強度特性を危うくすることがないように、空洞部の側壁又は空洞部のリムのどちらにも大きい材厚が必要である。さらに、この解決法では、殆どの流れは、冷却路の第１のセクションを介して内部冷却通路から出て、圧力壁の外面に達することなく、そのまま空洞部に入るので、リムの頂部に達する冷却用空気の流れが著しく減少する。

欧州特許出願公開第０８１６６３６号明細書により提案された解決法は、この文献の第５図に示されるように、冷却路が圧力壁を通り抜け、空洞部のリムの底部でこの圧力壁の外面に通じるように、これらの冷却路を設置する。

この場合も、この解決法は、翼先端で熱機械的強度特性を危うくすることがないように、空洞部の端壁又は空洞部のリムのどちらにも大きい材厚が必要である。

しかし、タービンの動作温度は今まで以上に高くなっているので、上記の解決法では、やがて、十分な先端冷却を備えた中空翼を製造することができなくなる。

その理由は、冷却路の周りで十分な熱機械的強度を維持するために、大きい壁厚を使用することにより、タービンの動くホイールの重量が著しく増加するからである。その結果として、材厚が大きくなると、あまり急速冷却ではないため、それに伴って温度が高くなるので、このような材厚の大きい材料は、タービンを所望のより高い温度で動作させるために十分な翼先端の冷却を実現し得ない。

冷却が翼の先端で不十分であるならば、局部的な燃焼が発生し、場合によっては、隙間を増大させる金属損失を生じることがあり、これにより、タービンの空気力学的効率を低下させることに注意する必要がある。空洞部のリムの温度が上昇しすぎると、金属壁の劣化を伴う燃焼の危険性もある。
米国特許第６２３１３０７号明細書 欧州特許出願公開第０８１６６３６号明細書

本発明は上記の問題点を解決することに向けられる。

したがって、本発明の目的は、翼の空気力学的特性及び熱機械的特性を低下させることなく、その信頼性を向上させるため翼の先端を十分に冷却することができる、上記のタイプのガスタービンエンジンのタービン用の中空回転翼を提供することである。

この目的のため、本発明によれば、前記リムは薄壁を形成し、材料の補強部は、圧力壁の少なくとも一部分に沿って空洞部のリム（周縁部）と端壁との間に存在し、空洞部の方へ向いた上記補強部の面はほぼ平らであり、これにより、上記リムは、冷却路（冷却チャンネル）が翼の先端の機械的強度を低下させることなくリムの頂部付近で現れるように、上記端壁に隣接したその底部で拡張される。

このようにして、材料補強部が存在するため、冷却路は、冷却路と空洞部の端壁との間の距離を変えることなく、よりリムの頂部の近くで現れる。

なぜならば、このような材料補強部は、空洞部の内側でリムと端壁が接合する翼先端の部分の更なる厚さを増大するからである。

このような補強は、また、このポイントにより多くの金属を与えることだけが要求されるので、翼を製造するプロセスを変更することなく、鋳造工程から、例えば、翼のこの部分に対応した金型の設計中に容易に実行することができる。

この解決法は、また、翼の構造体を著しく重量化させないという更なる効果を奏する。

一般的に、本発明による解決法の結果、翼の熱機械的特性及び空気力学的特性を変えることなく、冷却路を出る空気を用いて、特に、圧力壁のリムの頂部と同じ高さにある翼の先端で行われる冷却を改善することが可能である。

好ましくは、空洞部の方へ向いた上記補強部の面は、空洞部の方へ向いた端壁の面と１７０°から１００°、好ましくは１３５°から１１０°の角度（α）をなす。

好ましい一実施形態によれば、上記角度（α）は約１１２°に等しい。

このような配置は、熱ポンプ現象を最適化し、「スクイーラ」の垂直壁、すなわち、開口空洞部のリムの冷却を促進することができる。

好ましくは、空洞部の方へ向いた上記補強部の上記面は冷却路の方向にほぼ平行である。

この好ましい実施形態は、最小限の補強部の材料でより優れた機械的強化を実現することが可能である。

別の好ましい実施形態によれば、冷却路の出口とリムの上記頂部との間の距離（Ａ）は、冷却路の出口と空洞部の方へ向いた補強部の上記面との間の距離（Ｂ）よりも短い。

この配置は、冷却路の出口をできる限りリムの頂部に近付けて設置し、リムの頂部を非常に効率的に冷却することが可能である。

好ましい有利な一実施形態によれば、冷却路の出口と上記空洞部の方へ向いた補強部の上記面との間の距離（Ｂ）は、吸込壁と同じ高さのリムの内面と上記空洞部の方へ向いた端壁の面との交点（Ｃ１）を、吸込壁の外面と上記空洞部とは反対の方へ向いた端壁の面との間の交点（Ｃ２）から隔てる距離（Ｃ）に少なくとも等しく、特に、正確に等しい。

この結果として、補強部の場所で、したがって、翼先端の圧力壁側で、吸込壁側の翼先端と同程度の強度を有する構造体が得られる。

本発明のその他の効果及び特徴は、一例として記載された以下の説明を、添付図面を参照して読むことにより明らかになるであろう。

図１は、従来のガスタービン用の中空回転翼１０の一例の斜視図である。冷却用空気（図示せず）は、翼根元部１２から翼先端１４（図１の上部）へ向かって径（垂直）方向に翼内を流れ、次に、この冷却用空気は出口から逃げて、ガスの本流に加わる。

特に、この冷却用空気は、翼の内側に位置し、翼先端１４のエマージング孔１５で終わる内部冷却通路を流れる。

翼の本体は、圧力壁１６（すべての図を通じて左側）と吸込壁１８（すべての図を通じて右側）を画成するように形作られる。圧力壁１６は、凹形の全体形状を有し、最初に熱ガスの流れに晒され、すなわち、ガスの圧力側にあり、一方、吸込壁１８は、凸形であり、次に熱ガスの流れに晒され、すなわち、ガスの吸込側にある。

圧力壁１６は、前縁２０及び後縁２２で吸込壁１８と接合し、前縁及び後縁は、翼先端１４と翼根元部１２の頂部との間で径方向に延在する。

図２から図５の拡大図から明らかであるように、翼先端１４で、内部冷却通路２４は、圧力壁１６と吸込壁１８との間で、翼の先端１４全体に、したがって、前縁２０から後縁２２の範囲まで広がる端壁２６の内面２６ａによって境界が定められる。

翼先端１４で、圧力壁１６及び吸込壁１８は、内部冷却通路２４から遠ざかる方向へ、すなわち、径方向の上向きに（すべての図を通じて上部へ向かって）開口した空洞部３０のリム２８を形成する。

図から明らかであるように、この開口空洞部３０は、したがって、リム２８の内面によって横方向の境界が定められ、端壁２６の外面２６ｂによって下側部分の境界が定められる。

したがって、リム２８は、翼の外形に沿って薄壁を形成し、翼１０の先端１４がタービンケーシングの対応した環状表面と接触することを防止する。

図４及び図５の断面図により詳細に示されているように、傾斜した冷却路３２は、圧力壁１６を通り抜け、内部冷却通路２４を圧力壁１６の外面につなぐ。

これらの冷却路３２は、圧力壁１６に沿ってリムの頂部２８ａで表面に出て、この頂部２８ａをできるだけ冷却できるように傾斜を付けられる。

図４及び図５に太い黒線矢印３３で示されるように、冷却路から出る空気の噴流は、圧力壁１６に沿ってリムの頂部２８ａの方へ向けられる。

既知の翼の場合、図４により正確に示されるように、翼先端１４で十分な熱機械的強度を保つため、冷却路３２の出口（基準点は冷却路の軸である）と、圧力壁１６上のリム２８の内面と上記空洞部３０の方へ向いた端壁２６の外面２６ｂとの交点（Ｂ１）との間に十分な距離Ｂを残すことが必要である。

機械的な構造要件から生じるこの状況は、冷却路３２の出口（基準点は冷却路の軸である）と圧力壁側でリム２８の頂部２８ａとの間で測定された、上記の距離Ｂよりも非常に長い距離Ａが、頂部２８ａを十分に冷却するためには長すぎることを意味する。

この欠点を解決するため、本発明によれば、図５に示されているように、材料補強部３４が、圧力壁１６に沿って空洞部３０の方へ向いたリム２８の面と、空洞部３０の方へ向いた端壁２６の面２６ｂとの間に設けられる。

この材料補強部３４は、有利には、空洞部３０の方へ向けられ、空洞部３０の方へ向いた端壁２６の外面２６ｂとリム２８の内面との間の変化が段階的になされるようにほぼ平らである、面３４ａを形成するように製造される。

このようにして、図５からわかるように、この材料補強部３４の結果として、翼先端で熱機械的強度を確保するために維持されるべき上述の距離Ｂは、冷却路３２の出口（基準点は冷却路の軸である）と、補強部３４の上記面３４ａとの間で測定された距離Ｂ’になる。

この距離Ｂ’は図４の距離Ｂの値に維持されるので、補強部３４の存在によって、冷却路の出口を、圧力壁１６に沿ってリム２８の頂部２８ａに非常に近付くまで移動させることが可能になる。なぜならば、今度は上述の距離Ａが距離Ｂ’よりも短くなるからである（図５を参照）。

補強部３４は、圧力壁の少なくとも一部分に沿って設置される。この補強部３４は、この材料補強部３４が冷却路３２を通る各横断面に存在するならば、連続したバンド、又は、一連の隆起により構成してもよい。

図５に従って製造された、Ｍ８８−タイプエンジンの高圧タービン用の一例としての実施形態では、ＡＭ１（ＮＴａ８ＧＫＷＡ）タイプのニッケルベースの合金から作られた翼１０が製造され、材料補強部は鋳造工程から直接得られ、圧力壁１６の全長に亘って必要物を形成する。特に、この例の寸法は、
・リム２８の（頂部２８ａから端壁２６の外面２６ｂまでの）高さ：１ｍｍ
・リム２８と圧力壁１６と吸込壁１８の厚さ：０．６５ｍｍ
・端壁２６の一定厚：０．８ｍｍ
・冷却路３２の直径：０．３ｍｍ（０．２５ｍｍから０．３５ｍｍの直径を想定可能である）
・距離Ａ：１．７ｍｍ
・距離Ｂ：１．２ｍｍ
である。

端壁２６の上面２６ｂで測定した幅が０．５ｍｍである材料補強部３４を付加することにより、本発明の解決法を実施すると、距離Ｂ＝Ｂ’＝１．２ｍｍであり、一方、距離Ａが僅か１ｍｍに等しくなる、図５に示されるような状況が得られる。

冷却路３２の出口を頂部２８ａへ０．７ｍｍだけ近付けることにより、高圧タービンの動作中に、４０℃の優れた冷却が達成される。

空洞部の方へ向いた上記補強部の面は、ほぼ平らであり、空洞部の方へ向いた端壁の面と１１２°に等しい角度αをなす。

有利に薄壁を形成するリム２８は、最小の厚さからなり、すなわち、１．５ｍｍ未満、好ましくは、１ｍｍ未満の厚さであり、最も効果的には、０．３から０．８ｍｍの範囲の厚さである。

さらに、好ましい実施形態を説明するための図５からわかるように、
・空洞部３０の場所で、リム２８、特にその端は、空洞部の端壁２６に対して、より正確には、比較的平坦である（及び、図５の水平方向である）端壁２６の上面２６ｂに対して、ほぼ直角方向であり、
・補強部３４はリム２８の底に位置し、
・冷却路３２はその全長に亘って一定の断面をもつ。

従来のガスタービン用の中空回転翼の斜視図である。 図１の翼の先端の拡大斜視図である。 翼の後縁が縦方向切断によって取り除かれた図２に類似した図である。 図３のＩＶ−ＩＶによる縦断面図である。 本発明よる改良型の翼を表す図４に類似した図である。

符号の説明

１０ 中空回転翼
１４ 翼先端
１６ 圧力壁
１８ 吸込壁
２０ 前縁
２２ 後縁
２４ 内部冷却通路
２６ 端壁
２６ａ 内面
２６ｂ 外面
２８ リム
２８ａ 頂部
３０ 開口空洞部
３２ 冷却路
３４ 材料補強部
３４ａ 面

Claims (6)

1. 内部冷却通路（２４）と、翼（１０）の先端（１４）に位置し、翼の先端（１４）の全体に広がる端壁（２６）と吸込壁（１８）及び圧力壁（１６）に沿って前縁（２０）と後縁（２２）との間に広がるリム（２８）とにより境界が設けられた開口空洞部（３０）と、前記内部冷却通路（２４）を圧力壁（１６）の外面に接続し、前記リムの頂部（２８ａ）付近で圧力壁（１６）の外面に現れるように圧力壁（１６）に対して傾斜を付けられた冷却路（３２）とを有する、ガスタービンエンジンのタービン用の中空回転翼（１０）であって、前記リムが薄壁を形成し、材料の補強部（３４）が圧力壁（１６）の少なくとも一部分に沿って空洞部（３０）のリム（２８）と端壁（２６）との間に存在し、空洞部（３０）の方へ向いた前記補強部（３４）の面（３４ａ）はほぼ平らであり、これにより、前記リム（２８）は、冷却路（３２）が翼（１０）の先端（１４）の機械的強度を低下させることなくリム（２８）の頂部（２８ａ）付近で現れるように、前記端壁（２６）に隣接したその底部で拡張されることを特徴とする、中空回転翼。
2. 空洞部（３０）の方へ向いた前記補強部（３４）の面（３４ａ）は、空洞部（３０）の方へ向いた端壁（２６）の面（２６ｂ）と１７０°から１００°、好ましくは１３５°から１１０°の角度（α）をなすことを特徴とする、請求項１に記載のタービン翼（１０）。
3. 前記角度（α）は約１１２°に等しいことを特徴とする、請求項２に記載のタービン翼（１０）。
4. 前記補強部（３４）の前記面（３４ａ）は冷却路（３２）の方向にほぼ平行であることを特徴とする、請求項２または３に記載のタービン翼（１０）。
5. 冷却路（３２）の出口とリム（２８）の前記頂部（２８ａ）との間の距離（Ａ）は、冷却路（３２）の出口と補強部（３４）の前記面（３４ａ）との間の距離（Ｂ’）よりも短いことを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載のタービン翼（１０）。
6. 冷却路（３２）の出口と補強部（３４）の前記面（３４ａ）との間の距離（Ｂ’）は、吸込壁（１８）と同じ高さのリム（２８）の内面と前記空洞部（３０）の方へ向いた端壁（２６）の面（２６ｂ）との交点（Ｃ１）を、吸込壁（１８）の外面と前記空洞部（３０）とは反対の方へ向いた端壁（２６）の面（２６ａ）との交点（Ｃ２）から隔てる距離（Ｃ）に少なくとも等しいことを特徴とする、請求項１から５のいずれか一項に記載のタービン翼（１０）。

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