JP2005264934A - タービンエアフォイルおよび冷却回路の入口の配置方法 - Google Patents
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Abstract
【課題】 高温環境にさらされる冷却を要する壁(28,30)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(22)を提供する。
【解決手段】 タービンエアフォイル(26)は、正圧側壁(28)および負圧側壁(30)に埋設された複数の冷却回路(22)と、第1の流路および第2の流路と、を含む。第1の流路は、正圧側壁(28)に埋設された冷却回路(22)のみに冷却流体を供給し、第2の流路は、負圧側壁(30)に埋設された冷却回路(22)のみに冷却流体を供給する。
【選択図】 図14
【解決手段】 タービンエアフォイル(26)は、正圧側壁(28)および負圧側壁(30)に埋設された複数の冷却回路(22)と、第1の流路および第2の流路と、を含む。第1の流路は、正圧側壁(28)に埋設された冷却回路(22)のみに冷却流体を供給し、第2の流路は、負圧側壁(30)に埋設された冷却回路(22)のみに冷却流体を供給する。
【選択図】 図14
Description
本発明は、主に、ガスタービンエンジンに関し、特に、エアフォイル用の改良された冷却機構に関する。
本特許出願に対応する米国出願は、特許文献1の一部継続出願である。
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。
図13に示したような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。冷却空気がエアフォイルの壁を通過する方法は、冷却プロセスの効率にとって重要である。いくつかの例では、冷却空気は、壁を対流冷却するとともに外側の冷却空気フィルムを形成するように、直線状または末広の冷却開口部を通って流れる。エアフォイルのそばを通過する高温のコアガスの自由流れ内ですぐに失われる冷却空気の量を最小にするために、一般に上記の冷却開口部にわたる圧力降下を最小にすることが必要である。一般に、複数の計量孔によって接続されたエアフォイル内の複数のキャビティによって、圧力降下が最小に保たれる。しかし、エアフォイル壁にわたる圧力降下が小さすぎると高温コアガスが流入するおそれがある。いずれにせよ、冷却開口部における短い滞留時間および冷却開口部の寸法によって、この種類の対流冷却は比較的非効率的なものとなっている。
非効率的な冷却の1つの原因は、壁の冷却に冷却空気フィルムを使用する実施例における不充分なフィルム特性に見いだすことができる。しかし、多くの場合には、壁面に沿ってフィルム冷却を行うことが望ましい。壁面に沿って移動するフィルム冷却空気は、冷却の均一性を増すとともに通過する高温のコアガスから壁を遮断する。しかし、当業者であれば分かるように、ガスタービンの乱流環境では、フィルム冷却を行うとともに維持するのは困難である。多くの場合には、フイルム冷却用の空気は、壁を貫通する冷却開口部から抽気される。“抽気”という用語は、エアフォイルの内部キャビティの外に冷却空気を移動させる圧力差が小さいことを表している。開口部を使用して冷却フィルムを形成することに関連する問題の1つは、開口部にわたる圧力差に対するフィルムの反応性が高いことである。開口部にわたる圧力差が大きすぎると、冷却空気のフィルムの形成が促進されず、むしろ通過するコアガス内に空気が噴射してしまう。圧力差が小さすぎると、開口部を通過する冷却流がごくわずかになってしまい、ひどい場合には、高温のコアガスが流入してしまう。いずれの場合もフィルム冷却効率に悪影響が及ぼされる。フィルム冷却を行うために開口部を使用することに関連する他の問題は、冷却空気が連続的な線に沿ってではなく、不連続に放出されることである。開口部の間の間隙およびこれらの間隙のすぐ下流の領域は、開口部および開口部のすぐ下流の空間よりも少ない冷却空気にさらされるので、熱劣化を受けやすい。
米国特許第10/637448号明細書
米国特許第10/358646号明細書
タービンエンジンのブレード設計者や技術者は、エアフォイル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、エアフォイル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、タービンエアフォイル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、当該技術において、利用可能な冷却空気をより効果的かつ効率的に利用し、特にロータ入口温度を増加させるか、または同じロータ入口温度で要求される冷却流を減少させる冷却設計が引き続き求められている。さらに、当該技術において、ブレード外に熱を運ぶために要求される冷却空気が、新規でかつ改良された冷却設計に流入するのを容易にすることが求められている。
本発明は、高温環境にさらされる冷却を要する壁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。例示的な実施例では、冷却される壁はガスタービンエンジンに設けられており、より詳細にはエアフォイル壁である。本発明は、従来技術の冷却機構に比べて、特に、壁面で同じ金属温度を達成するために比較的少ない圧縮機冷却空気が要求されるという利点を提供する。圧縮機抽気流れが少ないと、タービン効率が増加するという追加の利点が得られる。
タービンエアフォイルは、翼幅に沿って根部から先端部まで長手方向に延在するとともに、翼弦に沿って前縁から後縁まで延在する正圧側壁と負圧側壁とを含む。これらの側壁は、前縁と後縁との間で側方に離間されているとともに、根部と先端部との間で長手方向に延在する第1の隔壁によって接続されており、この隔壁によって冷却流体が流れる第1の流路と第2の流路とが画成される。エアフォイルは、正圧側壁と負圧側壁とに埋設された複数の冷却回路を含む。各々の冷却回路は、第1の流路から各々の冷却回路への冷却流路を提供する少なくとも1つの入口と、各々の冷却回路からブレードの外部領域へ出る冷却流路を提供する少なくとも1つの出口開口部と、を有する。第1の流路は、負圧側壁に埋設された冷却回路とは流体的に連通しておらず、第2の流路は、正圧側壁に埋設された冷却回路とは流体的に連通していない。これにより、第1の流路は、正圧側壁に埋設された冷却回路のみに冷却流体を供給し、第2の流路は、負圧側壁に埋設された冷却回路のみに冷却流体を供給する。
本発明の冷却可能なベーンまたはブレードの実施例は、エアフォイルの実施例のエアフォイルを含む。
本発明の方法の実施例も提供され、この実施例では、冷却可能なガスタービンエンジンエアフォイルにおける第1の側壁および第2の側壁に埋設された冷却回路の入口の配置方法が提供される。第1の側壁および第2の側壁は、翼幅に沿って根部から先端部まで長手方向に延在するとともに、翼弦に沿って前縁から後縁まで延在する。これらの側壁は、前縁と後縁との間で側方に離間されているとともに、根部と先端部との間で長手方向に延在する第1の隔壁によって接続されており、この隔壁によって少なくとも2つの流路が画成される。この方法は、第1の側壁に埋設された冷却回路の入口を、1つの流路のみと流体的に連通するように配置し、第2の側壁に埋設された冷却回路の入口を、少なくとも1つの他の流路と流体的に連通するように配置することを含み、これにより、負圧側壁と正圧側壁との間の吸込圧力の差を最小にして、各々の冷却回路の入口に冷却流体が確実に吸い込まれるようにする。
図1を参照すると、ガスタービンエンジン10は、ファン12、圧縮機14、燃焼器16,タービン18、およびノズル20を含む。燃焼器16および燃焼器の後方では、コアガスの温度が非常に高いために、コアガスにさらされる多くの部品が冷却される。例えば、タービン18内の最初のロータ段およびステータベーン段は、タービン18を通過するコアガスよりも高圧かつ低温で圧縮機14から抽気される冷却空気を使用して冷却される。タービン18は、動翼すなわち回転ブレード27と固定ベーンすなわちノズル29の交互の列を含む。図1の装置の使用は、説明の目的のためだけであり、発電や航空機で使用されるガスタービンで用いることができる本発明を限定するものではない。
図2を参照すると、エアフォイル26を有するタービンブレード27の説明図が示されており、エアフォイル26は、その壁24に設けられた複数の本発明のミクロ回路(冷却回路)22を含んでいる。ブレード27は、エアフォイル26内に内部キャビティ(キャビティ)32を含むように鋳造される。エアフォイル26は、ファーツリー31の径方向上側に設けられるとともに、正圧面28と負圧面30とを備える。側壁28,30は、軸方向で反対側に位置する前縁34および後縁36でそれぞれ接続されているとともに、エアフォイル26が一体のプラットフォーム40と接触する根部38からエアフォイル26を閉じる先端部42まで長手方向すなわち径方向に延在する。内部キャビティ32は、(例えば、蛇行する径方向冷却装置などの)従来の形態とすることができ、典型的にエンジン10(図1参照)の圧縮機14(図1参照)から抽気された空気の一部である冷却空気などの冷却流体がキャビティ32の内部を通って流れる。エアフォイル26は、複数の内部通路(流路)32a〜32eを有することが好ましい。これらの通路32a〜32eは、冷却装置の少なくとも一部を画成するように隣接する通路とともに長手方向に配置されている。各々の通路32a〜32eは、固有の断面を有しているが、冷却通路の断面はどのような形状を有してもよい。また、通路32a〜32eは、接続されていてもよい。
詳細な例を提供するために、本発明のミクロ回路22は、ここでは、一方の面がコアガス流れGにさらされており、他方の面が冷却空気にさらされている、図2のタービンブレード27のエアフォイル26などの壁24に設けられている。これにより、ミクロ回路22は、壁24から冷却空気(空気)に熱エネルギを伝達する。しかし、本発明のミクロ回路22は、タービンブレードに限定されるものではなく、冷却を要する高温環境にさらされた(燃焼器、燃焼器ライナ、オグメンタライナ、ノズル、プラットフォーム、ブレードシール、ベーン、ロータブレードなどの)他の壁に使用することもできる。
図2,図3を参照して、ミクロ回路22についてさらに詳述する。図3は、本発明のミクロ回路冷却機構の拡大図である。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2は、エアフォイル26の壁24に埋設された本発明のミクロ回路22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、耐火金属製の型として形成され、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、ニッケル基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状で、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基合金またはコバルト基合金で形成される。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、ミクロ回路22(図3,4参照)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。
冷却ミクロ回路22の実施例は、0.1平方インチほどの壁表面積を占めることができる。しかし、ミクロ回路22は、0.06平方インチよりも小さい壁表面積を占めるのが一般的であり、好適実施例の壁表面は、0.05平方インチに近い壁表面積を占める。例示的な実施例では、壁の内部に向かって測定したミクロ回路22の厚さtは、好ましくは、約0.012インチ〜約0.025インチであり、最も好ましくは、約0.017インチよりも小さい。
ミクロ回路22は、前方端部44、後方端部45、第1の側面46、第2の側面48、およびいずれかの側壁28,30の第1の壁部分(内側面)65と第2の壁部分(外側面)67との間に延在するポストすなわちペデスタル60,62,64,66,68の複数の列50,52,54,56を含む。ミクロ回路22は、前方端部44と後方端部45との間に幅方向で延びるとともに、第1の側面46と第2の側面48との間に縦方向すなわち径方向に延びている。入口開口部61が、エアフォイル26のキャビティ32からミクロ回路22への冷却空気流路を提供するように、第1の壁部分65を貫通するとともにミクロ回路22の後方端部45に近接して設けられている。出口開口部63が、前方端部44に近接して第2の壁部分67を貫通しており、ミクロ回路22から壁24の外側のコアガス通路Gへの冷却空気流路を提供する。ミクロ回路22は、典型的にコアガス流れGの流線に沿って前方から後方に向かって方向づけられているが、ミクロ回路22の方向は実施例に併せて変更可能である。例示的な実施例では、径方向で縦向きに延びる2つレーストラック形入口開口部61が設けられている。また、例示的な実施例では、出口開口部63は、径方向で縦向きに延びるスロットである。入口開口部61の例示的な長さLinは、約0.025インチであり、出口開口部63の例示的な長さLoutは約0.100インチである。
続いて、図2に示す例示的なミクロ回路22の冷却設計および利点についてさらに説明する。
列50は、実質的に細長い直四角柱(right rectangular cylinder)として形成されたペデスタル60を有する。これらのペデスタル60は、約0.040インチの(列に平行に測定された)長さL1と、約0.020インチの(列に垂直に測定された)幅W1と、約0.060インチのピッチP1と、約0.020インチの離間距離S1と、を有する。ピッチは、列におけるそれぞれのペデスタルの中心の間の径方向間隔として定義される。離間距離は、ピッチの長さPからペデスタルの直径(あるいは長径)Dを引いた値として定義される。列におけるピッチPに対する列に沿ったペデスタルの寸法Lの比率は、その特定の列に沿ってペデスタルによって塞がれる領域の割合を定め、この割合は、ここでは絞り係数またはブロッケージ係数と呼ぶ。上述の寸法では、絞り係数すなわちブロッケージ係数は67%である。
次の列52も、実質的に細長い直四角柱として形成されたペデスタル62を有する。この列のペデスタルは、約0.025インチの長さL2と、約0.015インチの幅W2と、約0.0615インチのピッチP2と、約0.0365インチの離間距離S2と、を有する。例示的な実施例では、L2とW2は、共にL1とW1よりも実質的に小さい。しかし、ピッチP2は、P1と実質的に等しく、かつ食い違い(stagger)が完全にずれているので、ペデスタル62は実質的に関連する間隙70の後方に位置する。列50,52の間の列ピッチR1は、約0.0375インチである。上述の寸法では、絞り係数すなわちブロッケージ係数は42%である。
次の列54も、実質的に細長い直四角柱として形成されたペデスタル64を有する。これらのペデスタル64は、約0.025インチの長さL3と、約0.015インチの幅W3と、約0.0615インチのピッチP3と、約0.018インチの離間距離S3と、を有する。例示的な実施例では、これらの寸法は前方の列52の対応する寸法と実質的に同じであるが、列52とは完全にずれているので、各々のペデスタル64は間隙72のすぐ後方に位置する。列52とその前方の列54との間の列ピッチR2は、約0.033インチであり、R1と同様である。上述の寸法では、絞り係数すなわちブロッケージ係数は42%である。
次の列56は、約0.0200インチの直径D4と、約0.038インチのピッチP4と、約0.018インチの離間距離S4と、を有する実質的に直円柱として形成されたペデスタル66を有する。例示的な実施例では、D4は矩形のペデスタルの長さよりも小さい。加えて、ピッチP4は他の列のピッチよりも小さく、かつ離間距離S4は列50を除く列の離間距離よりも小さい。列54とその前方の列56との間の列ピッチR3は、約0.014インチであり、R1,R2と同様である。上述の寸法では、絞り係数すなわちブロッケージ係数は53%である。
次の列58は、ペデスタルの本体を通って径方向に延びる長手方向軸71をそれぞれ有する2つのペデスタルを有する。よって、これらのペデスタル68は、径方向で細長い形状を有し、図3に示すように出口開口部63と位置合わせされている。ペデスタル68は、間隙78によって離間されており、この間隙78は、ミクロ回路22の前方端部44における出口開口部63と中心が一致するように設けられている。間隙78の径方向長さLgは、約0.015インチ以下であることが好ましい。ペデスタル68は、位置合わせされた出口開口部63に向かって実質的に外向きに延在する突出部すなわち頂部76を有する。例示的な実施例では、ペデスタル68の径方向長さL5は、約0.079インチである。
列50,52,54,56,58について説明してきたが、続いて図3のミクロ回路によって達成される利点を説明する。
ペデスタル60の第1の列50は、局部的な速度を制御するとともにミクロ回路22を通って流れる冷却空気の横方向の分散を促進するようなパターンで離間されている。この分散は、伴流(wake)を生じさせて、冷却回路22内での熱の吸収を高める。ペデスタル60は、列52のペデスタル62からオフセットされており、すなわち互い違いに設けられている。同様に、列54のペデスタル64は、列52のペデスタル62からオフセットされている。このようなオフセットは、ミクロ回路22を通る直線状の通路が実質的にないように充分に設けられている。空気がペデスタル62,64を通るに従って、より均一な流れ分布が得られるように伴流が減少する。これは、列50,56に比べて列52,54の絞り係数が比較的低いことによって達成される。よって、列52,54は、後縁における伴流の乱流を最小にするとともに、冷却回路22内における伴流/乱流を連続的に変化させるように機能する。空気が次の列56を通過するに従って、空気は計量されて速度が増し、その結果として熱伝達が増す。列50は、列52,54,56よりも大きい絞り係数を有することに留意されたい。よって、ミクロ回路22に流入する空気流は、過度の圧力降下を伴わずに、かつ熱伝達を最大にするように配分される。
ペデスタル68は、空気が列50,52,54を通過するに従って空気の乱流によって生じた伴流を最小にする。伴流の乱流の最小化は、ミクロ回路22における高温の流れの再循環を防止するとともに熱の吸収を容易にする。空気流は、ペデスタル68の周囲に導かれて、出口開口部63を通って均等に配分される。続いて、出口開口部63のスロットの効果を説明する。空気がスロットから流出するに従って、壁24(図2参照)、より具体的には正圧面28および負圧面30(図2参照)を覆う均一なフィルムの幕が得られる。よって、ペデスタル68は、出口開口部63を通る流れのストリーキング(streaking)すなわち不連続な噴流を防止する。ストリーキングでは、対応する空気噴流が出口開口部63から流出するときに金属を均一に覆わず、壁24にホットスポットが生じるおそれがあるので不利である。エアフォイル26(図2参照)の構造的一体性の強化のためには、出口開口部63すなわちスロットが同一線上に位置しないようにミクロ回路22が壁24に設けられることが好ましい。
上述したように、ペデスタル68の配置は、空気が出口開口部63から流出するにときに、非常に良好な空気の計量制御を可能とすることが有利である。より詳細には、冷却空気は、間隙78を通って流れるとともに第1の側面46および第2の側面48に近接してペデスタル68の周囲を流れる。よって、流れが列56を通って計量されるに従って、流れの一部は間隙78を通り、空気の残りの部分はペデスタル68の周囲を通過する。これにより、図3の流線0,1,1’で示すように、出口開口部63を通る空気流が均等に配分される。中央の流線0は、流線1が出口開口部63を横切って流線1’と干渉することを防ぐように機能し、逆も同様である。よって、ペデスタル68の方向づけは、流れを整流するとともに正確な計量制御を確実に提供し、フィルム冷却および効率を改善する。
続いて図4を参照すると、ミクロ回路22の他の実施例が示されている。なお、対応部および相当部には同一番号を付している。この実施例におけるミクロ回路22は、2つの出口開口部63と3つの入口開口部61とを有する。続いて、図4に示す例示的なミクロ回路22の実施例の冷却設計および利点についてさらに説明する。この実施例では、径方向で縦向きに延びる3つのレーストラック形入口開口部61と、好ましくはスロットである、同様に径方向で縦向きに延びる2つの出口開口部63と、が設けられている。入口開口部61の例示的な長さLinは、約0.025インチであり、出口開口部63の例示的な長さLoutは約0.100インチである。
ミクロ回路22は、ペデスタルすなわちポスト90,92,94,96の列80,82,84,86をそれぞれ有する。列80は、実質的に丸まった三角状に形状づけられた円柱として形成されたペデスタル90を有し、ペデスタル90は、平らでかつ流れの方向に実質的に垂直な第1の面100と実質的に丸まった先細の面102とを備える。ペデスタル90は、約0.033インチの長軸長さL1と、約0.058インチのピッチP1と、約0.018インチの離間距離S1と、を有する。列80は、ミクロ回路22に流入する冷却空気の横方向の分散を促進する。上述の寸法では、絞り係数すなわちブロッケージ係数は52%である。
次の2つの列82,84は、実質的に丸まった直四角柱として形成されたペデスタル92,94を有する。ペデスタル92は、約0.020インチの直径D2と、約0.0148インチの離間距離S2と、約0.035インチのピッチP2と、を有する。上述の寸法では、絞り係数すなわちブロッケージ係数は57%である。ペデスタル94は、約0.020インチの直径D3と、約0.0148インチの離間距離S3と、約0.035インチのピッチP3と、を有する。上述の寸法では、絞り係数すなわちブロッケージ係数は57%である。ペデスタル92,94は、実質的にオフセットされて、すなわち互い違いに設けられており、間を通過する空気流を計量するように機能する。流れは、流速、局部的なレイノルズ数、および対応する内部熱伝達係数が増加するように、列82,84によって計量される。従って、ペデスタル94が密に設けられていることにより、絞り係数が列80のペデスタル90よりも高くなる。
最後の列86は、2つのペデスタル96を有し、これらのペデスタル96は、2つの対応する出口開口部63の一方と位置合わせされている。ペデスタル96は、径方向に延びる長手方向軸99を有する。よって、ペデスタル96は、径方向に長い形状を有する。各々のペデスタル96は、対応する出口開口部63に向かって実質的に外向きに延在する突出部すなわち頂部97を有する。また、各々のペデスタル96は、対応する出口開口部63と中心が一致するように設けられている。例示的な実施例では、ペデスタル94の長手方向長さL3は、約0.100インチである。
列80,82,84,86について説明してきたが、続いて図4のミクロ回路22によって達成される利点を説明する。
ペデスタル90の第1の列80は、互いに離間されているとともに、局部的な速度を制御し、かつミクロ回路22を通って流れる冷却空気の横方向の分散を促進するような上述した形状を有する。さらに、ペデスタル90は、伴流の乱流を最小にする。冷却空気流は、面100に衝突して面102によってペデスタルの周囲に押し出され、これにより、伴流の発生が減少するとともにペデスタル90の後方のホットスポットが防止される。
次の2つの列82,84のペデスタル92,94は、互い違いに設けられているとともに、第1の列80のペデスタル90とも互い違いに設けられている。よって、ミクロ回路22を通る直線状の通路が実質的にない。冷却空気がこれらの列を通過するに従って、伴流が減少してより均一な流れ分布が得られる。
上述したように、ペデスタル96の配置は、対応する出口開口部63から流出する冷却空気の良好な計量制御を可能とすることが有利である。より詳細には、冷却空気は、列82,84を通過してからペデスタル96に衝突し、ペデスタル96の周囲に導かれて対応する出口開口部63から流出する。また、この方法では、図3の流線0,1,1’で示すように、主流線0によって出口開口部63を通る均一な流れ分布が得られる。つまり、流線1が流線1’と交差せず、逆も同様である。主流線0は、図3に示した第1の実施例と同様に、対応する出口開口部63の中心と実質的に一致している。しかし、この実施例では、ペデスタル96は、ペデスタル96の長さL3の大部分が出口開口部63にさらされるように出口開口部63と位置合わせされている。これにより、流線は、ペデスタルを迂回して出口開口部から自由に流出可能となる。よって、ペデスタル96の配置は、流れを整流するとともに正確な計量制御を確実に提供し、フィルム冷却および効率を改善する。
従って、空気流は、ペデスタル96の周囲に導かれるとともに、出口開口部63を通って均等に配分される。続いて出口開口部63のスロットの効果を説明する。空気がスロットから流出するに従って、壁24(図2参照)、より具体的には正圧面28および負圧面30(図2参照)を覆う均一なフィルムの幕が得られる。よって、ペデスタル96は、出口開口部63を通る流れのストリーキングすなわち不連続な噴流を防止する。ストリーキングでは、対応する空気噴流が出口開口部63から流出するときに金属を均一に覆わず、壁24にホットスポットが生じるおそれがあるので不利である。エアフォイル26(図2参照)の構造的一体性の強化のためには、出口開口部63すなわちスロットが同一線上に位置しないようにミクロ回路22が壁24に設けられることが好ましい。ペデスタル96は、空気が列80,82,84を通過するに従って空気の乱流によって生じる伴流を最小にするように機能する。伴流の最小化は、ミクロ回路22における流れの再循環を防止するとともに熱の吸収を容易にする。
続いて、図5を参照してブレード27のミクロ回路22(図3,4参照)の追加の特徴部について詳述する。図5は、複数の通路32a〜32eを含む図2のブレード27の断面図を示している。通路32a〜32cは、長手方向に延在する隔壁すなわちリブ116によって分離されており、各々の通路は正圧側壁および負圧側壁に沿って第1の端部118と第2の端部120とを有する。ブレード27は、回転軸98を中心に回転する。通路32aは、幾何学的中心Cを有し、中心線すなわち翼弦方向軸124が、回転軸98に対して垂直に幾何学的中心Cを通過する。同様に、通路32bも、幾何学的中心Cを有し、中心線すなわち翼弦方向軸126が、回転軸98に対して垂直に幾何学的中心Cを通過する。通路32a〜32eの形状、特に32a,32bの形状は、説明の目的で開示されている。さらに、後で参照するために記載すると、中心線124,126は、正圧面28および負圧面30を通って延びる。矢印Rは、回転方向を示している。さらに、図5は、正圧側壁28および負圧側壁30に埋設される代表的なミクロ回路22と、以下でさらに説明する対応する入口開口部61a〜61cを示している。
ガスタービンエンジンの動作時には、通路32a〜32e内で流れる冷却空気は回転力を受ける。通路32a〜32eを通る径方向流れとこの回転との相互作用により、通路32a〜32e内で内部の循環流を引き起こすコリオリ力が発生する。基本的には、コリオリ力は、通路を通って流れる冷却流体の速度ベクトルと回転ブレードの速度ベクトルとのベクトル乗積に比例する。また、通路32a〜32eを通る冷却空気流は、径方向内向きまたは径方向外向きのいずれでもよい。
続いて図6,7を参照して、エアフォイルの壁24(図2参照)におけるミクロ回路22の位置、特に図3,4に示す両方の実施例における入口開口部61の位置を説明する。図6は、図2に示すエアフォイル26の部分断面図であり、供給トリップ(トリップ)128と、ミクロ回路22に供給を与える入口開口部61a〜61cと、を示している。図7は、図2に示すエアフォイル26の部分断面図であり、供給トリップ128と、ミクロ回路22に供給を与える入口開口部61a〜61cと、を示している。
図6,図7に示すように、流れの循環方向は、径方向流れの方向(すなわち、径方向外向きであるか径方向内向きであるか)によって決まる。説明の目的で、流路32aの冷却空気流は中心線124に対して径方向外向き(すなわち、図2で先端部42に向かう方向)であり、通路32bを通る冷却空気流は中心線126に対して径方向内向き(すなわち、先端部42から離れる方向)である。図6は、通路32a内でコリオリ力によって引き起こされる一対の反対方向に回転(counter−rotating)する循環流104,106を概略的に示しており、この循環流によって、流体は負圧側壁30から正圧側壁28に向かって移動するとともに戻るように移動して循環を完了する。対称的に、図7は、通路32b内でコリオリ力によって引き起こされる一対の反対方向に回転する循環流108,110を概略的に示しており、この循環流によって、流体は正圧側壁28から負圧側壁30に向かって移動するとともに戻るように移動して循環を完了する。各々の通路は、さらに対向する内側壁112,114を含み、これらの内側壁は、通路32a〜32eを形成するように側壁28,30と接続されている。内側壁112,114は、キャビティ32(図2参照)を分割するリブ116の一部である。
例示的実施例では、正圧側壁28および負圧側壁30にそれぞれ複数のミクロ回路22(図5参照)が設けられている。さらに、これぞれのミクロ回路22の入口開口部61は、流路32a,32bを通る冷却空気流に作用するコリオリ力によって発生する反対方向に回転する循環流(渦対)104,106および108,110と同じ方向に設けられている。これにより、反対方向に回転する循環流104,106および108,110は、入口開口部61すなわちミクロ回路22の冷却空気の吸込みを補助するように利用される。約0.25よりも大きい回転数Roでは、回転する通路内に2つの渦対が生じうる。上述したように、また以下でさらに詳細に説明するように、入口は、側壁28,30に加わるコリオリ力を利用するように、上述および以下で詳細に説明するように配置する必要がある。回転数は当該技術で周知である。正圧側壁28および負圧側壁30に対する入口開口部61の位置は、対応する入口開口部が流体的に連通する内部通路内における冷却空気の方向(すなわち、径方向外向きであるか径方向内向きであるか)によって決まる。本発明のこの特徴は、以下でさらに詳述する。
冷却通路32a(図6参照)のように冷却流が径方向外向きの例示的実施例では、負圧側壁30に設けられるミクロ回路22のそれぞれの入口開口部61は、リブ116に近接するとともに通路32aの中央部から離れた領域に対応して配置される。また、正圧側壁28では、ミクロ回路22のそれぞれの入口開口部61は、通路32aの中心線124に近接して配置される。これにより、正圧側壁28および負圧側壁30に対する入口開口部61の位置は、通路の内部におけるコリオリ力と同じ方向に設けられる。
同様におよび上述と同様の理由で、冷却通路32b(図7参照)のように冷却流が径方向内向きである例示的な実施例では、負圧側壁30に設けられるミクロ回路22のそれぞれの入口開口部61は、通路32bの中心線126に近接して配置され、正圧側壁28では、ミクロ回路22のそれぞれの入口開口部61は、リブ116に隣接するとともに通路32bの中心部から離れた領域に対応して配置される。これにより、正圧側壁28および負圧側壁30に対する入口開口部61の位置は、通路の内部におけるコリオリ力と同じ方向となる。上述の説明から、図2に示すように、正圧側壁および負圧側壁におけるミクロ回路22の配置のために、流路32a,32bの各々の入口開口部61は、それぞれ異なるミクロ回路の一部であることに留意されたい。
図6,図7に示すように、通路32a,32bは、第1の端部118と対向する第2の端部120との間に延びる長さL,L1をそれぞれ有する。通路32aで示すように冷却流が径方向外向きの例示的な実施例では、通路32aから供給を受ける正圧側壁28におけるミクロ回路22の入口開口部61は、正圧側壁28に沿って、中心線124と正圧側壁28の内側面との交差部の両側において、それぞれの側の約10%の翼幅S1内に配置される。これは、長さLの約20%の距離に対応する。さらに、通路32aから供給を受ける負圧側壁30におけるミクロ回路22の入口開口部61は、負圧側壁に沿って各々のミクロ回路の入口開口部61が第1の端部118から約40%の翼幅S2内および第2の端部120から約40%の翼幅S2内に配置される。各々の端部118,120から測定した負圧側壁30に沿う翼幅は、長さLの約40%の距離に対応する。
さらに、通路32bで示すように冷却流が径方向内向きの例示的な実施例では、通路32bから供給を受ける負圧側壁30におけるミクロ回路22の入口開口部61は、負圧側壁30に沿って、中心線126と負圧側壁30の内側面との交差部の両側において、それぞれの側の約10%の翼幅S1内に配置される。これは、長さL1の約20%の距離に対応する。さらに、通路32bから供給を受ける正圧側壁28におけるミクロ回路22の入口開口部61は、正圧側壁28に沿って各々のミクロ回路の入口開口部61が第1の端部118から約40%の翼幅S2内および第2の端部120から約40%の翼幅S2内に配置される。各々の端部118,120から測定した正圧側壁28に沿ったそれぞれの翼幅は、長さL1の約40%の距離に対応する。
さらに、通路32a,32bの中心線124,126は、回転するエアフォイル内のどのような形状の内部流路に関しても定義可能である。よって、図6,7に示されたように、本発明において提供される中心線124,126関して上述した入口開口部の位置は、回転するとともに空気などの内部流体が間に流れる多くの他の異なる形状の内部通路構造で実施および使用することができる。さらに、内部通路における中心線124,126と正圧側壁28および負圧側壁30との交差部は、通路の形状および構造によって変動する。
次に図8,9を参照すると、供給トリップすなわちタービュレータ(turbulator)128が、通路32a,32bにおける入口開口部61に径方向に隣接して示されている。図8は、入口開口部61に対する供給トリップ128の位置を示す、図6の8−8線に沿った通路32aの部分断面図である。図9は、負圧側壁30に設けられた供給トリップ128および入口開口部61を示す、図6の9−9線の沿った通路32aの部分断面図である。
同様に、図10,図11では、通路32bの入口開口部61に径方向に隣接する供給トリップすなわちタービュレータ128が示されている。図10は、入口開口部61に対する供給トリップ128の位置を示す、図7の10−10線に沿った通路32bの部分断面図である。図11は、負圧側壁30に設けられた供給トリップ128および入口開口部61を示す、図7の11−11線に沿った通路32bの部分断面図である。
トリップ128は、通路32a,32bの冷却流の方向に対して入口開口部61の下流に配置されている。これにより、トリップ128は、通路32a,32b内の冷却流を妨げるとともにミクロ通路22内へ冷却空気が流入するのを容易にする。図8,図9,図10,および図11のトリップは、矩形の断面を有するとともに傾斜して示されているが、本発明のトリップはこのような断面に限定されるものではなく(例えば、半楕円形または半球状とすることができ)、後縁または前縁に向かって傾斜していてもよく、また、湾曲していても直線状であってもよい。
ミクロ回路22が負圧側壁30に上述のように設けられると、入口開口部61は回転軸98に対して垂直になり、コリオリ力による流れと一致する。同様に、ミクロ回路22が正圧側壁28に上述のように設けられると、入口開口部61は回転軸98に対して垂直になり、コリオリ力による流れと一致する。さらに、上述した入口開口部61の配置は、冷却される壁に埋設されるとともに入口と出口とを有する種々のミクロ回路冷却設計とともに有利に使用することができる。すなわち、本発明の入口開口部61の配置は、図3,図4に示すミクロ回路冷却設計に限定されるものではない。また、[グラスホフ数/レイノルズ数の二乗]として定義される浮力は、コリオリ力の大きさを減少させるように通路内で作用しうるが、入口開口部61の上述の詳細な配置は通路に対する入口開口部61の例示的な位置を提供する。回転のグラスホフ数とレイノルズ数は、当該技術で周知である。
次に図2,図12,図13を参照して、上述した本発明の利点を説明する。図13は、従来の方法で冷却された従来技術のエアフォイルである。図12は、上述した本発明の冷却機構および図13に示す従来技術のブレード構造における要求されるブレード冷却流対冷却効率のグラフである。曲線130は、図13に示す従来技術のブレードの冷却効率を概略的に示している。曲線132は、図4に示す本発明の実施例による冷却効率の改善を概略的に示している。曲線132と同様の冷却効率および対応する利点は、図3の実施例でも得られる。
冷却効率の比率は、対応する高温燃焼ガスと冷却流体(冷却空気)との温度差に対する、対応する高温燃焼ガスとバルク金属温度との温度差の比率として以下のように定義される。
[数1]
Φ=[Tgas−Tmetal]/[Tgas−Tcoolant]
ここで、Tgasは、エアフォイルの外側に流れるガスの温度、
Tcoolantは、冷却空気の温度、
Tmetalは、エアフォイルのバルク金属温度である。
[数1]
Φ=[Tgas−Tmetal]/[Tgas−Tcoolant]
ここで、Tgasは、エアフォイルの外側に流れるガスの温度、
Tcoolantは、冷却空気の温度、
Tmetalは、エアフォイルのバルク金属温度である。
金属温度が低いほどブレード27の総合的な耐久性がよくなるので、タービン技術者や設計者は、好ましくは最大の冷却効率比率を有する設計を目標にする。本発明では、2つの方法によってこれが達成される。第1に、高温の燃焼ガスの温度を減少させるためにフィルム冷却が用いられる。冷却空気が出口開口部63から高温の燃焼ガス通路に噴出するときに、冷却空気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14(図1参照)から抽出される冷却空気が多いほど圧縮機14から発生する仕事が少なくなるので、この方法に完全に依存することは望ましくない。よって、本発明は、上述のように、所望の冷却効率比率を達成するために壁24を内部対流冷却する新規の方法を用いている。従来のエアフォイルのフィルム冷却は、効率が高くかつ信頼できる程度までこの方法を利用していない。対流冷却効率の大きさは、以下に示すように、冷却空気がミクロ回路22内を移動するときの熱の吸収の関数である。
[数2]
ηc=[Tcoolant,out−Tcoolant,in]/[Tmetal−Tcoolant,in]
ここで、Tcoolant,outは、出口から流出する冷却空気の温度であり、
Tcoolant,inは、入口から流入する冷却空気の温度であり、
Tmetalは、エアフォイルのバルク金属温度である。
[数2]
ηc=[Tcoolant,out−Tcoolant,in]/[Tmetal−Tcoolant,in]
ここで、Tcoolant,outは、出口から流出する冷却空気の温度であり、
Tcoolant,inは、入口から流入する冷却空気の温度であり、
Tmetalは、エアフォイルのバルク金属温度である。
上述の式では、タービン技術者および設計者は、熱吸収が高くエアフォイル26の壁24を冷却する設計を得ようとする。本発明は、図12の曲線132によって示されているように、いくつかの方法でこのような熱吸収の増加を達成する。第一に、図3のペデスタル60,62,64,66、および図4のペデスタル90,92,94は、ミクロ回路22内において乱流を促進する。第二に、これらのペデスタルは、さらに表面積を増加させて対流熱伝達経路を増加させるように機能する。第三に、これらのペデスタルは、ミクロ回路22を通る流れを分散させる。第四に、図3,図4に示す両方の実施例における計量列は、ミクロ回路22内の熱伝達吸収を増加させるように流れを計量する。
当業者であれば分かるように、ペデスタルの配列およびペデスタルの形状および寸法は、所定のエアフォイル設計における所望の熱伝達特性を達成するために全て変更可能であり、このような変更も本発明の範囲に含まれる。
ミクロ回路22から冷却空気が噴出すると、この冷却空気は高温の燃焼ガスGの流れと部分的に混合され、それ自体の運動量によって側壁28,30にわたって流れることができる。従って、噴出した冷却空気フィルムは、高温の燃焼ガスGからブレード27を保護するフィルムの幕を提供することによって、壁24、特に正圧側壁28および負圧側壁30をフィルム冷却する。
続いて、図14を参照すると、ミクロ回路22(図2参照)の入口開口部61の配置を示す図5のエアフォイル26の他の実施例が示されており、これについて以下で説明する。図5および図14の対応部および相当部には同一番号を付しており、図5で説明した部分に関する説明は省略する。
典型的には、ガスタービンブレード27の二次流れは、1)通路に流入する流体の供給源、つまりブレード27の根部38(図2参照)を通して内部通路32e〜iに供給されるとともに、根部38から先端部42(図2参照)に向かって径方向に流れる圧縮機空気と、2)通路から流出する流体の出口すなわち吸込部(sink)、つまり正圧面および負圧面における高温の主流ガス流れGの静圧と、の圧力差によって流れる。ミクロ回路22は、二次流れが流れるように働くパラメータに影響を及ぼす。
通路32e〜32iの三次元運動量力解析によって、冷媒の全慣性の4つの主要なパラメータすなわち要因が明らかになった。これらの要因は、圧力勾配、粘性力、コリオリ力、および浮力である。一般的に、圧力の項が、一番大きく、特にブレード27の回転によるポンピングを伴う径方向で大きい。粘性力は、ブレードの内部通路32e〜32iを通る流れを妨げる。出口開口部63などのフィルム冷却孔が存在する場合には各々の通路32の流速が高いので、圧力および粘性力の項に比べるとコリオリ力および浮力の影響は二義的な役割を有しうる。
ミクロ回路22の内部の特徴部のために、各々のミクロ回路22にわたる圧力降下は、各々の出口開口部63すなわちフィルム冷却孔にわたる圧力降下よりもかなり大きい。通路32のレイノルズ数は、マッハ数が小さいことを特徴とする。低いレイノルズ数と航空機のガスタービンエンジンなどにおける16000RPMなどの固定回転速度とが組み合わさると、回転数が比較的大きくなって圧力および粘性力の項は主要なものでなくなる。さらに、コリオリ力が翼弦方向および径方向で結合して渦状の流れパターン(図6および図7参照)が発生する。径方向において増大する浮力の影響は、通路における低いレイノルズ数の付加的な結果である。通路32e〜32iのいくつかの領域では、浮力の項は、圧力を上回って径方向で流れを逆転させるほど大きくなりうる。
上述したパラメータの潜在的な影響により、負圧面の入口開口部61にわたっる圧力降下が比較的高くなり、正圧面の入口開口部61にわたる圧力降下が比較的低くなりうる。このように圧力降下が比較的低いために、正圧面28に埋設された各々のミクロ回路22に必要な冷却空気を全て十分に供給できないおそれがある。
よって、この実施例における入口開口部の配置は、圧力勾配、粘性力、コリオリ力、および浮力の相互作用、およびミクロ回路22を使用するエアフォイルの冷却設計に対してこれらの力が及ぼしうる潜在的な影響に特に対処する。
この実施例では、正圧側壁28に配置されたミクロ回路22の入口開口部61は、通路32f,32hと流体的に連通しており、負圧側壁30に配置されたミクロ回路22は、通路32e,32gと流体的に連通している。これにより、各々の通路は、ミクロ回路22の側壁位置に関して、正圧側壁28あるいは負圧側壁30のいずれかのミクロ回路22に供給を与えるように専用に設けられている。ここで説明した図15に示す実施例は、図示されたものと異なる数の内部通路およびリブ配列を有するエアフォイルにも適用可能であり、このような構成も本発明の範囲内である。また、いずれかの通路における冷媒の一部を用いて、エアフォイルの先端部に設けられたプレナムに供給を与えることができる。例えば、このような先端部プレナムの設計の一例は、特許文献2に開示されている。さらに、上記の実施例は、ガスタービンエンジンなどの固定ベーン(図1参照)にも使用することができることは分かるであろう。
従って、入口開口部61の配置に関する上記の実施例は、正圧側壁28および負圧側壁30における吸込圧力(sink pressure)の差や、エアフォイル26の冷却要求に悪影響を与えうるコリオリ力や浮力による、冷却空気の不均一性に対する感度を低下させる。これにより、この実施例では、各々のミクロ回路22に十分な冷却空気が確実に吸い込まれるようになっている。さらに、この実施例は、ベーン29(図1参照)およびブレード27用のエアフォイルで同様に使用可能である。
従って、本発明は、エアフォイルのフィルム冷却および対流冷却を行う新規の方法を使用する冷却装置を提供する。この組み合わせは、特に、壁24における同じ金属温度を達成するために壁24の冷却に要求される圧縮機空気が少ないという点で従来技術の冷却機構に対して利点を提供する。圧縮機抽気流れが少ないと、タービン効率が増すという追加の利点が提供される。本発明は、従来技術に比べて性能を相乗的に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冷却設計を提供する。本発明のミクロ回路22は、エアフォイル26をフィルム冷却する改良された手段を提供する。よって、本発明の有利な冷却設計を使用するエアフォイルは、耐用寿命が長いだけでなく総合的なタービン効率を改善する。
本発明の好適および例示的な実施例を説明したが、当業者には他の変更は明らかであろう。よって、請求項には、本発明の趣旨および範囲内のこのような変更が全て含まれる。
22…ミクロ回路
26…エアフォイル
27…タービンブレード
28…正圧面
30…負圧面
61…入口開口部
G…コアガス流れ
26…エアフォイル
27…タービンブレード
28…正圧面
30…負圧面
61…入口開口部
G…コアガス流れ
Claims (24)
- タービンエアフォイルであって、
翼幅に沿って根部から先端部まで長手方向に延在するとともに、翼弦に沿って前縁と後縁との間に延在する正圧側壁と負圧側壁とを含み、これらの側壁は、前記の前縁と後縁との間で側方に離間されているとともに、前記根部と前記先端部との間で長手方向に延在する第1の隔壁によって接続されており、この第1の隔壁によって冷却流体が流れる第1の流路と第2の流路とが画成されており、
前記正圧側壁に埋設された複数の冷却回路を含み、これらの各々の冷却回路は、
前記第1の流路から前記各々の冷却回路への冷却流路を提供する入口と、
前記各々の冷却回路から前記エアフォイルの外部領域へ出る冷却流路を提供する出口開口部と、を有しており、
前記負圧側壁に埋設された複数の冷却回路を含み、この負圧側壁に埋設された各々の冷却回路は、
前記第2の流路から前記負圧側壁に埋設された各々の冷却回路への冷却流路を提供する入口と、
前記負圧側壁に埋設された各々の冷却回路から前記エアフォイルの外部領域へ出る冷却流路を提供する出口開口部と、を有しており、
前記第1の流路は、前記負圧側壁に埋設された冷却回路とは流体的に連通しておらず、前記第2の流路は、前記正圧側壁に埋設された冷却回路とは流体的に連通しておらず、これにより、前記第1の流路は、前記正圧側壁に埋設された冷却回路のみに冷却流体を供給し、前記第2の流路は、前記負圧側壁に埋設された冷却回路のみに冷却流体を供給するようになっていること特徴とするタービンエアフォイル。 - 前記第1の隔壁と前記後縁との間に配置されているとともに冷却流体が流れる第3の流路をさらに含み、
前記第3の流路は、前記負圧側壁に埋設された冷却回路と流体的に連通しておらず、前記正圧側壁に埋設された冷却回路の一部に冷却流体を供給していることを特徴とする請求項1記載のタービンエアフォイル。 - 前記負圧側壁と前記正圧側壁に埋設された各々の冷却回路の出口開口部は、フィルム冷却スロットであり、これらのフィルム冷却スロットは、冷却流体を放出するように前記側壁を径方向に貫通していることを特徴とする請求項1記載のタービンエアフォイル。
- 前記負圧側壁のフィルム冷却スロットは、径方向で互いに対してずれて設けられており、前記正圧側壁のフィルム冷却スロットは、径方向で互いに対してずれて設けられていることを特徴とする請求項3記載のタービンエアフォイル。
- 前記正圧側壁および前記負圧側壁に埋設された各々の冷却回路は、第2の入口を含み、前記各々の冷却回路の第1の入口と第2の入口とは、径方向に離間されていることを特徴とする請求項1記載のタービンエアフォイル。
- 前記正圧側壁および前記負圧側壁に埋設された各々の冷却回路は、約0.06平方インチを超えない壁表面積を占めていることを特徴とする請求項1記載のタービンエアフォイル。
- 前記の第1の入口および第2の入口は、径方向長さがこれと交差する幅よりも大きいレーストラック形であることを特徴とする請求項5記載のタービンエアフォイル。
- 前記冷却流体は空気を含むことを特徴とする請求項1記載のタービンエアフォイル。
- 前記エアフォイルは、長手方向軸を有し、前記の第1の流路および第2の流路は、前記側壁の間で長手方向に延びていることを特徴とする請求項1記載のタービンエアフォイル。
- エアフォイルを含むガスタービンエンジン用の冷却可能なブレードまたはベーンであって、前記エアフォイルは、
翼幅に沿って根部から先端部まで長手方向に延在するとともに、翼弦に沿って前縁と後縁との間に延在する正圧側壁と負圧側壁とを含み、これらの側壁は、前記の前縁と後縁との間で側方に離間されているとともに、前記根部と前記先端部との間で長手方向に延在する第1の隔壁によって接続されており、この第1の隔壁によって冷却流体が流れる第1の流路と第2の流路とが画成されており、
前記正圧側壁に埋設された複数の冷却回路を含み、これらの各々の冷却回路は、
前記第1の流路から前記各々の冷却回路への冷却流路を提供する入口と、
前記各々の冷却回路から前記エアフォイルの外部領域へ出る冷却流路を提供する出口開口部と、を有しており、
前記負圧側壁に埋設された複数の冷却回路を含み、この負圧側壁に埋設された各々の冷却回路は、
前記第2の流路から前記負圧側壁に埋設された各々の冷却回路への冷却流路を提供する入口と、
前記負圧側壁に埋設された各々の冷却回路から前記エアフォイルの外部領域へ出る冷却流路を提供する出口開口部と、を有しており、
前記第1の流路は、前記負圧側壁に埋設された冷却回路とは流体的に連通しておらず、前記第2の流路は、前記正圧側壁に埋設された冷却回路とは流体的に連通しておらず、これにより、前記第1の流路は、前記正圧側壁に埋設された冷却回路のみに冷却流体を供給し、前記第2の流路は、前記負圧側壁に埋設された冷却回路のみに冷却流体を供給するようになっていること特徴とするガスタービンエンジン用の冷却可能なブレードまたはベーン。 - 前記第1の隔壁と前記後縁との間に配置されているとともに冷却流体が流れる第3の流路をさらに含み、
前記第3の流路は、前記負圧側壁に埋設された冷却回路と流体的に連通しておらず、前記正圧側壁に埋設された冷却回路の一部に冷却流体を供給していることを特徴とする請求項10記載のガスタービンエンジン用の冷却可能なブレードまたはベーン。 - ニッケル基合金およびコバルト基合金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10記載のガスタービンエンジン用の冷却可能なブレードまたはベーン。
- 前記負圧側壁と前記正圧側壁に埋設された各々の冷却回路の出口開口部は、フィルム冷却スロットであり、これらのフィルム冷却スロットは、冷却流体を放出するように前記側壁を径方向に貫通していることを特徴とする請求項10記載のガスタービンエンジン用の冷却可能なブレードまたはベーン。
- 前記負圧側壁のフィルム冷却スロットは、径方向で互いに対してずれて設けられており、前記正圧側壁のフィルム冷却スロットは、径方向で互いに対してずれて設けられていることを特徴とする請求項13記載のガスタービンエンジン用の冷却可能なブレードまたはベーン。
- 前記正圧側壁および前記負圧側壁に埋設された各々の冷却回路は、第2の入口を含み、前記各々の冷却回路の第1の入口と第2の入口とは、径方向に離間されていることを特徴とする請求項10記載のガスタービンエンジン用の冷却可能なブレードまたはベーン。
- 前記正圧側壁および前記負圧側壁に埋設された各々の冷却回路は、約0.06平方インチを超えない壁表面積をそれぞれ占めていることを特徴とする請求項10記載のガスタービンエンジン用の冷却可能なブレードまたはベーン。
- 前記の第1の入口および第2の入口は、径方向長さがこれと交差する幅よりも大きいレーストラック形であることを特徴とする請求項15記載のガスタービンエンジン用の冷却可能なブレードまたはベーン。
- 前記冷却流体は空気を含むことを特徴とする請求項10記載のガスタービンエンジン用の冷却可能なブレードまたはベーン。
- 前記エアフォイルは、長手方向軸を有し、前記の第1の流路および第2の流路は、前記側壁の間で長手方向に延びていることを特徴とする請求項10記載のガスタービンエンジン用の冷却可能なブレードまたはベーン。
- 冷却可能なガスタービンエアフォイルの第1の側壁および第2の側壁に埋設された冷却回路の入口の配置方法であって、これらの第1の側壁および第2の側壁は、翼幅に沿って根部から先端部まで長手方向に延在するとともに、翼弦に沿って前縁と後縁との間に延在し、前記側壁は、前記の前縁と後縁との間で側方に離間されているとともに、前記根部と前記先端部との間で長手方向に延在する少なくとも1つの隔壁によって接続されており、この隔壁によって冷却流体が流れる少なくとも2つの流路が画成され、
前記第1の側壁に埋設された冷却回路の入口を、前記流路の1つのみと流体的に連通するように配置するとともに、前記第2の側壁に埋設された冷却回路の入口を、少なくとも1つの他の流路と流体的に連通するように配置することを含み、これにより、前記負圧側壁と前記正圧側壁の吸込圧力の差を最小にして、前記各々の冷却回路の入口に冷却流体が確実に吸い込まれるようにすることを特徴とする冷却回路の入口の配置方法。 - 前記第1の側壁は、実質的に凹状の正圧側壁であり、前記第2の側壁は、実質的に凸状の負圧側壁であることを特徴とする請求項20記載の冷却回路の入口の配置方法。
- 前記エアフォイルは、ニッケル基合金およびコバルト基合金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ことを特徴とする請求項20記載の冷却回路の入口の配置方法。
- 前記各々の冷却回路は、約0.06平方インチを超えない壁表面積をそれぞれ占めていることを特徴とする請求項20記載の冷却回路の入口の配置方法。
- 前記入口は、径方向長さがこれと交差する幅よりも大きいレーストラック形であることを特徴とする請求項20記載の冷却回路の入口の配置方法。
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Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2017101666A (ja) * | 2015-12-03 | 2017-06-08 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | タービン翼形部のための後縁冷却装置 |
Families Citing this family (49)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7706777B2 (en) * | 2003-09-23 | 2010-04-27 | Broadcom Corporation | Secure user interface in a shared resource environment |
US7438527B2 (en) * | 2005-04-22 | 2008-10-21 | United Technologies Corporation | Airfoil trailing edge cooling |
US7695246B2 (en) | 2006-01-31 | 2010-04-13 | United Technologies Corporation | Microcircuits for small engines |
US20080008599A1 (en) * | 2006-07-10 | 2008-01-10 | United Technologies Corporation | Integral main body-tip microcircuits for blades |
US7699583B2 (en) * | 2006-07-21 | 2010-04-20 | United Technologies Corporation | Serpentine microcircuit vortex turbulatons for blade cooling |
US9133715B2 (en) * | 2006-09-20 | 2015-09-15 | United Technologies Corporation | Structural members in a pedestal array |
US8197184B2 (en) * | 2006-10-18 | 2012-06-12 | United Technologies Corporation | Vane with enhanced heat transfer |
US20080110024A1 (en) * | 2006-11-14 | 2008-05-15 | Reilly P Brennan | Airfoil casting methods |
US7837441B2 (en) * | 2007-02-16 | 2010-11-23 | United Technologies Corporation | Impingement skin core cooling for gas turbine engine blade |
US7775768B2 (en) * | 2007-03-06 | 2010-08-17 | United Technologies Corporation | Turbine component with axially spaced radially flowing microcircuit cooling channels |
US7717675B1 (en) * | 2007-05-24 | 2010-05-18 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with a near wall mini serpentine cooling circuit |
US8157527B2 (en) * | 2008-07-03 | 2012-04-17 | United Technologies Corporation | Airfoil with tapered radial cooling passage |
US8348614B2 (en) * | 2008-07-14 | 2013-01-08 | United Technologies Corporation | Coolable airfoil trailing edge passage |
US8572844B2 (en) * | 2008-08-29 | 2013-11-05 | United Technologies Corporation | Airfoil with leading edge cooling passage |
US20120000072A9 (en) * | 2008-09-26 | 2012-01-05 | Morrison Jay A | Method of Making a Combustion Turbine Component Having a Plurality of Surface Cooling Features and Associated Components |
US8303252B2 (en) * | 2008-10-16 | 2012-11-06 | United Technologies Corporation | Airfoil with cooling passage providing variable heat transfer rate |
US8109725B2 (en) * | 2008-12-15 | 2012-02-07 | United Technologies Corporation | Airfoil with wrapped leading edge cooling passage |
US8167560B2 (en) * | 2009-03-03 | 2012-05-01 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil with an internal cooling system having enhanced vortex forming turbulators |
US8096772B2 (en) * | 2009-03-20 | 2012-01-17 | Siemens Energy, Inc. | Turbine vane for a gas turbine engine having serpentine cooling channels within the inner endwall |
US8113784B2 (en) * | 2009-03-20 | 2012-02-14 | Hamilton Sundstrand Corporation | Coolable airfoil attachment section |
US20110076405A1 (en) * | 2009-09-25 | 2011-03-31 | United Technologies Corporation | Hole drilling with close proximity backwall |
US8511994B2 (en) * | 2009-11-23 | 2013-08-20 | United Technologies Corporation | Serpentine cored airfoil with body microcircuits |
US20110150665A1 (en) * | 2009-12-22 | 2011-06-23 | Nissan Technical Center North America, Inc. | Fan assembly |
US8439628B2 (en) * | 2010-01-06 | 2013-05-14 | General Electric Company | Heat transfer enhancement in internal cavities of turbine engine airfoils |
EP2397653A1 (en) * | 2010-06-17 | 2011-12-21 | Siemens Aktiengesellschaft | Platform segment for supporting a nozzle guide vane for a gas turbine and method of cooling thereof |
US8944141B2 (en) | 2010-12-22 | 2015-02-03 | United Technologies Corporation | Drill to flow mini core |
US8961133B2 (en) | 2010-12-28 | 2015-02-24 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Gas turbine engine and cooled airfoil |
US20130280081A1 (en) * | 2012-04-24 | 2013-10-24 | Mark F. Zelesky | Gas turbine engine airfoil geometries and cores for manufacturing process |
US9422817B2 (en) | 2012-05-31 | 2016-08-23 | United Technologies Corporation | Turbine blade root with microcircuit cooling passages |
JP6245740B2 (ja) * | 2013-11-20 | 2017-12-13 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン翼 |
US10704397B2 (en) | 2015-04-03 | 2020-07-07 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade trailing edge with low flow framing channel |
US10323524B2 (en) | 2015-05-08 | 2019-06-18 | United Technologies Corporation | Axial skin core cooling passage for a turbine engine component |
US10502066B2 (en) | 2015-05-08 | 2019-12-10 | United Technologies Corporation | Turbine engine component including an axially aligned skin core passage interrupted by a pedestal |
US10174620B2 (en) | 2015-10-15 | 2019-01-08 | General Electric Company | Turbine blade |
US10704395B2 (en) | 2016-05-10 | 2020-07-07 | General Electric Company | Airfoil with cooling circuit |
US10358928B2 (en) | 2016-05-10 | 2019-07-23 | General Electric Company | Airfoil with cooling circuit |
US10415396B2 (en) | 2016-05-10 | 2019-09-17 | General Electric Company | Airfoil having cooling circuit |
US10563520B2 (en) | 2017-03-31 | 2020-02-18 | Honeywell International Inc. | Turbine component with shaped cooling pins |
US10718217B2 (en) * | 2017-06-14 | 2020-07-21 | General Electric Company | Engine component with cooling passages |
US10830072B2 (en) * | 2017-07-24 | 2020-11-10 | General Electric Company | Turbomachine airfoil |
US10633980B2 (en) | 2017-10-03 | 2020-04-28 | United Technologies Coproration | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
US10626734B2 (en) | 2017-10-03 | 2020-04-21 | United Technologies Corporation | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
US20190101009A1 (en) * | 2017-10-03 | 2019-04-04 | United Technologies Corporation | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
US10704398B2 (en) | 2017-10-03 | 2020-07-07 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
US10626733B2 (en) | 2017-10-03 | 2020-04-21 | United Technologies Corporation | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
US10724381B2 (en) * | 2018-03-06 | 2020-07-28 | Raytheon Technologies Corporation | Cooling passage with structural rib and film cooling slot |
GB201806821D0 (en) * | 2018-04-26 | 2018-06-13 | Rolls Royce Plc | Coolant channel |
US10787932B2 (en) * | 2018-07-13 | 2020-09-29 | Honeywell International Inc. | Turbine blade with dust tolerant cooling system |
US11028702B2 (en) * | 2018-12-13 | 2021-06-08 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with cooling passage network having flow guides |
Family Cites Families (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1381481A (en) * | 1971-08-26 | 1975-01-22 | Rolls Royce | Aerofoil-shaped blades |
US4050133A (en) * | 1976-06-07 | 1977-09-27 | Cretella Salvatore | Method of refurbishing turbine vanes and the like |
US4312624A (en) * | 1980-11-10 | 1982-01-26 | United Technologies Corporation | Air cooled hollow vane construction |
US5387085A (en) * | 1994-01-07 | 1995-02-07 | General Electric Company | Turbine blade composite cooling circuit |
CN1278200A (zh) * | 1997-10-27 | 2000-12-27 | 西门子西屋动力公司 | 铸造超级合金的接合方法 |
US6247896B1 (en) * | 1999-06-23 | 2001-06-19 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for cooling an airfoil |
US6402470B1 (en) * | 1999-10-05 | 2002-06-11 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine |
US6280140B1 (en) * | 1999-11-18 | 2001-08-28 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for cooling an airfoil |
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Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2017101666A (ja) * | 2015-12-03 | 2017-06-08 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | タービン翼形部のための後縁冷却装置 |
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