JP2006046343A - タービン動翼のフレア・バットレス - Google Patents

Abstract

【課題】 フレア・バットレスを有するタービン動翼の構成を開示する。
【解決手段】 該タービン動翼はガスタービン・エンジンでの使用に適したものでバットレス（ｂｕｔｔｒｅｓｓ）を備えることにより動翼のエアフォイルとのこ歯状根部フィレット（ｆｉｌｌｅｔ）の間における面積を強化する。バットレスの底部はフレア状になっており、取付根部のごく近くで急にバットレスが終端することによる応力集中を低減する。フレア・バットレスを採用することにより、ガスタービン・エンジン内のタービンの運転条件に延長された期間にわたって耐えることができるようになる。タービン動翼は複合半径を有するフィレットを有する取付根部を有することによってさらに作動応力に耐えることができるようになる。
【選択図】 図２

Description

本発明は、概して、ガスタービン・エンジンに関し、より詳細には、そのようなエンジンに使用されるタービン動翼の構成に関する。

ガスタービン・エンジンは、動力及び推力を生み出す周知の装置である。航空機の設定において、ガスタービン・エンジンは、両方の目的で使用され、比較的大きな容量を有するガスタービン・エンジンは、肥厚に必要な推力を生み出すように翼や高級機の他の部分に取り付けられる。通常、航空機の最後尾に取り付けられる補助動力装置（ＡＰＵ）として知られるそれらガスタービン・エンジンによって実証されているように、ガスタービン・エンジンは又、動力を生じさせるために使用される。陸上用途においても同様に、ガスタービン・エンジンは動力生成のために使用される。

典型的なガスタービン・エンジンは、ケーシング内に実装される主として３つのセクションからなる。圧縮機として知られる第１セクションでは、中心軸アッセンブリに取り付けられた多数の動翼が、ケーシングから径方向内側に延在する静翼間で回転する。静翼と動翼は、一連の段を通して吸入空気を大幅に圧縮し、それにより最終的に非常に高圧縮の高温空気が燃焼器として知られるエンジンの第２セクションへ導入さるよう形成されかつ角度を設けられる。燃焼器内部においては、圧縮された高温空気が燃料と混合されて点火され、次いでケーシングを介して後方のタービン・セクションとして知られるエンジンの第３セクションに送られる。タービン・セクションは圧縮機セクションと同様、中心軸アッセンブリから延在し、ケーシングから径方向内側に延びる静翼と交差（ｉｎｔｅｒｍｅｓｈ）する多数の動翼を含む。高温の燃焼ガスがエンジンを通じて排気されることでタービン動翼が超高速で回転し、それにより飛行に必要な推力が生み出される。逆に、ガスタービン・エンジンの運転によって生じた回転エネルギーはＡＰＵやＩＧＴ（陸上用タービンの場合）などによって電力に変換され、この電力は、コックピットや測定機器類の照明、空調、キャビンの照明など、キャビン全体にわたって使用することができる。さらに、タービン・セクションの動翼が、圧縮機の動翼が取り付けられているのと同じ中心軸に設けられているため、このプロセスは連続プロセスであり、燃焼ガスはタービン動翼と圧縮機動翼の両方を回転させる。

それらエンジン技術の全ては大きな成果を伴って使用されており、引き続き必要とされている。しかしながら、様々な領域で改良が追求され続けている。その１つが、タービン動翼自体の構成における改良である。当業者が理解できるように、重量を最小にする一方でその用途における空力的必要条件を満たす動翼が望まれている。動翼は、そのようなエンジンに必要な非常な高温と回転速度に耐えるよう、十分な強度を有する材料から製造される。また、特有の力のもとでそれら動翼が作動しなければならないので、特に高レベルの応力サイクルに起因する応力と疲労がタービン動翼内、特に動翼ののこ歯状の取付根部と翼自体との接合部の間で生じる。従って、この接合部の設計が改良されることが有利であろう。

本発明はガスタービン・エンジンのタービン動翼の構成に関し、詳細にはエンジン運転中にタービン動翼に生じる力に対抗し、耐用寿命を延ばす構成を提供する。

本発明の第１の態様は、
流路面と、下方面と、前縁と後縁を有するプラットフォームと、
該プラットフォームの第１の側から延びるエアフォイルと、
該プラットフォームの第２の側から延びるネック部と、
該ネック部から延びる動翼根部と、
該ネック部の一部を形成し、かつ該プラットフォームの第２の側と該動翼根部との間で延在するフレア・バットレス（ｆｌａｒｅｄ ｂｕｔｔｒｅｓｓ）、
とを含んでなることを特徴とするタービン動翼であり、前記フレア・バットレスが、前記プラットフォームの前縁に近接し得る。また、前記エアフォイルが正圧面と負圧面を備え、かつ前記フレア・バットレスが該エアフォイルの正圧面に近接してよい。前記フレア・バットレスは三角形状であってよい。さらに、前記フレア・バットレスが長手方向の寸法と横手方向の寸法とを有し、該長手方向の寸法は該横手方向の寸法より大きいことが好ましく、その場合、前記横手方向の寸法が、前記長手方向の寸法のおおよそ７５％であることがより好ましい。また、前記動翼根部は複数ののこ歯状部を備えることでき、その少なくとも１つが複合フィレット（ｆｉｌｌｅｔ）半径を有することが望ましい。さらに、前記複合フィレット半径を有するのこ歯状部が、前記プラットフォームの前縁に近接していることも好ましい。本発明の複合フィレット半径は、おおよそ６：５の比を有する。

本発明の第２の態様は、
流路面と、下方面と、前縁と後縁を有するプラットフォームを、該プラットフォームの流路面から延びるエアフォイルと、該プラットフォームの下方面から延びるネック部と、該ネック部から延びる動翼根部と共に製造すること、及び
該プラットフォームの下方面と該動翼根部との間で延在するフレア・バットレスを該ネック部に形成すること、
を含んでなることを特徴とするタービン動翼の製造方法である。ここで前記フレア・バットレスは該プラットフォームの前縁に近接していることが望ましい。また、本発明の方法は前記エアフォイルは正圧面と負圧面を備え、かつ前記フレア・バットレスを前記エアフォイルの正圧面に近接して配置すること、前記フレア・バットレスを三角形状に形成することをさらに含んでもよい。また、前記フレア・バットレスが長手方向の寸法と横手方向の寸法とを有し、該長手方向の寸法は該横手方向の寸法より大きく、この場合、前記横手方向の寸法が、前記長手方向の寸法のおおよそ７５％であることが好ましい。

また、該方法は、前記動翼根部が複数ののこ歯状部を有するよう形成することをさらに含み、この際、この複数ののこ歯状部の少なくとも１つが複合フィレット半径を有するよう形成することをさらに含んでよい。前記複合フィレット半径を有するのこ歯状部は、前記プラットフォームの前縁に近接してよく、また前記複合フィレット半径を構成する半径が約６：５の比を有することが好ましい。
本発明の第３の態様は、
圧縮機セクションと、
該圧縮機セクションの下流にある燃焼器と、
該燃焼器の下流にあるタービン・セクションとを含んでなるガスタービン・エンジンであって、
該タービンはそこから複数のタービン動翼が延びる中心回転軸を有し、
それぞれのタービン動翼は、
第１の面、第２の面、前縁及び後縁を有するプラットフォームと、
該プラットフォームの第１の面から延びるエアフォイルと、
該プラットフォームの第２の面から延びるネック部と、
該ネック部から延びる動翼根部と、
該ネック部において該プラットフォームの第２の面と動翼根部との間で延在するフレア・バットレスと、
を含んでなることを特徴とする、ガスタービン・エンジンである。前記フレア・バットレスは前記プラットフォームの前縁に近接していてよい。

また、前記エアフォイルが正圧面と負圧面を備え、前記フレア・バットレスが該エアフォイルの正圧面に近接していることが好ましい。このフレア・バットレスは三角形状であってよい。さらに、このフレア・バットレスは長手方向の寸法と横手方向の寸法とを有し、該長手方向の寸法は該横手方向の寸法より大きく、その際、前記横手方向の寸法が、前記長手方向の寸法のおおよそ７５％であることが好ましい。

また、前記動翼根部が複数ののこ歯状部を有することが好ましく、その複数ののこ歯状部の少なくとも１つが複合フィレット半径を有することがさらに好ましい。また、複合フィレット半径を有するのこ歯状部は、前記プラットフォームの前縁に近接していてよく、その半径が約６：５の比を有してよい。

本開示の態様によれば、プラットフォーム、エアフォイル、ネック部、動翼根部及びフレア・バットレスを含んでなるタービン動翼が開示される。プラットフォームは、流路面、下方面、前縁及び後縁を備える。エアフォイルはプラットフォームの流路面から延び、一方、ネック部はプラットフォームの下方面から延び、動翼根部がそのネック部から延在する。バットレスは、ネック部の一部を形成しており、プラットフォームの下方面と動翼根部の間で延在する。バットレスは、ネック部の前縁及び／又は後縁に設けられる、プラットフォームと動翼根部の間で肉厚にしたレール（ｒａｉｌ）である。

本開示の他の態様によれば、流路面、下方面、前縁及び後縁を有し、かつプラットフォームの流路面から延びるエアフォイル、プラットフォームの下方面から延在するネック部及びネック部から延在する動翼根部を有するプラットフォームを製造すること、及びプラットフォームの下方面と動翼根部の間でネック部においてフレアバットレスを形成することを含んでなる、タービン動翼の製造方法が開示される。

本発明の別の態様によれば、圧縮機セクション、圧縮機セクションの下流にある燃焼器、及び燃焼器の下流にあるタービン・セクションを含んでなるガスタービン・エンジンが開示される。タービン・セクションは、そこから多数のタービン動翼が延びている中心回転軸を備え、それぞれのタービン動翼は、流路面、下方面、前縁及び後縁を有するプラットフォームを備える。エアフォイルは、プラットフォームの流路面から延在し、ネック部はプラットフォームの下方面から延在し、動翼根部はネック部から延在し、ネック部のバットレスはプラットフォームの下方面と動翼根部の間で延在する。

本発明のこれらの態様並びにその他の態様及び特徴は、以下の詳細な説明と図面の記載から明らかとなろう。

なお、以下の開示は様々な変更や代替構成が可能であるが、特定の例証的なそれらの実施態様を図面に示し、下記で詳細に説明する。しかしながら、本発明を開示した特定の形態に限定するものでなく、反対に本発明は変更、代替の構成、並びに請求項に記載の趣旨の範囲内の同等物を全て含むものであることは理解されるべきである。

図面、特に図１を参照すると、本発明に従って構成されたガスタービン・エンジンが概して符号２０で示されている。本発明の教示は、多様な型並びに設計のガスタービン・エンジンと組み合わせて用いることが可能であるが、エンジン２０は、本発明のタービン動翼が効果的に採用され得る１つの実施態様を示すために、包括的な形態で描写されている。

図示されるように、エンジン２０は、内部に圧縮機セクション２４、圧縮機セクション２４の下流にある燃焼器セクション２６、及び燃焼器セクション２６の下流にあるタービン・セクション２８を備えた外側ハウジング又はファン・ケーシング２２を含む。当業者が容易に実証可能なように、圧縮機セクション２４は、一連の段３０によって吸入空気を大幅に圧縮し、次いでその高圧縮空気を燃焼器セクション２６に送り込む。燃焼器セクション２６内では、燃料が導入されてそれが燃焼することにより、非常に高温の燃焼ガスがタービン・セクション２８に案内されてそこを通ることで、セクション２８の動翼３２を極めて高速で回転させる。空気はノズル３３からエンジン２０内に入り、出口３４より非常な高速でエンジン２０から排気されることで、エンジン２０の所与の用途に必要とされる動力又は推力が提供される。

より詳細には、エンジン２０は、圧縮機セクション２４からタービン・セクション２８にわたって延在し、それらを相互に連結する中心回転アッセンブリ又は軸アッセンブリ３６を備える。複数の動翼３２が圧縮機セクション２４から、また、複数の動翼３９がタービン・セクション２８から、いずれも径方向外側に向かって延びている。さらに、動翼３２、３９はそれぞれ、圧縮機セクション２４とタービン・セクション２８から径方向内側に向かって延在するそれぞれの複数の静翼４０、４１と交差する（ｉｎｔｅｒｍｅｓｈ）。動翼３２と静翼４０の配向と近接さが圧縮機セクション２４内で空気を圧縮し、動翼３９と静翼４１の配向と近接さがタービン・セクション２８に所望の推力を生じさせる。さらには、動翼３２、３９は軸アッセンブリ３６によって相互連結されるため、（推力発生）プロセスは断続的であり、高温の燃焼ガスによってタービン動翼３９が回転し、次いで圧縮機の動翼３２が回転し、それによりさらに圧縮、燃焼する空気を吸込むことができるよう相互連結されている。

図２と図４を参照すると、タービン動翼３９の１つがより詳細に示されている。動翼３９は、プラットフォーム４４から延びるエアフォイル４２、そこからプラットフォーム４４が延びるネック部４６、そこからネック部４６が延在する取付根部４８を備えることができる。当業者には容易に理解できるように、取付根部４８は、動翼３９を軸アッセンブリ３６に固定するよう、エンジン２０の軸アッセンブリ３６中に設けられた開口部（図示せず）と摺動可能なように嵌合するよう適応させた複数ののこ歯型部材５０を備えることで、運転速度で動翼３９が回転する際に発生する非常に高い遠心力に耐えることができる。

エアフォイル４２はエンジンの動作を最適にするよう種々異なる形状、配向、凹部、凸部で設けることができる。図２において、エアフォイル４２が前縁５２、凹状内部５４、後縁５６及び外皮５８を備えていることがわかる。図２と図４のエアフォイル４２は凹んでいる側、即ち正圧側から示されている。

ここでプラットフォーム４４を見ると、これはエアフォイル４２に対して直角をなしており、前縁６０と後縁６２を有することがわかる。エアフォイル４２とは反対方向に向かってプラットフォーム４４から延びているのがネック部４６である。ネック部４６は、前縁５１と後縁４９にそれぞれバットレス・レール４７ａと４７ｂを備える。ここでさらに詳細に説明するが、バットレス・レール４７ａと４７ｂは、動翼３９の構造的強度と剛性を増強するために設けられる。バットレス・レールはまた、動翼間の密着能を提供する。天使の翼として知られる複数の突出部６４が、バットレス・レール４７ａと４７ｂから外側に向かって延びており、第１のウィング６４ａはプラットフォーム４４の近位で前縁方向に延びており、第２のウィング６４ｂは、同じ方向に延びているが、取付根部４８に近接しており、かつ第３の翼６４ｃは、第１のウィング６４に並んで後縁の方向に延びている。突出部（ウィング）６４は、別の動翼３９（図示せず）と共に連続する環を形成し、この環は隣接する非回転の静翼４１によって形成される整合環と協働して、前縁５１と後縁４９に沿って径方向外側に流れる冷却空気の流量を調整するよう疎な封止を形成する。

図３と図６を参照すると、ネック部４６の、フレア状底部６６を有するバットレス・レールがより詳細に示されている。それらに示されるように、ネック部４６は構造上実質的に直線状であり、かつエアフォイル４２に対して平行に延びており、フレア・バットレス６６が取付根部４８に隣接して、ネック部４６の最も低い部分に設けられていることがわかる。フレア・バットレス６６は、取付根部４８に対するネック部４６の接合部分における実質的に三角形状の補強領域を形成することで、硬いバットレス・レールによって局所的に集中した応力を分散し、かつ動翼３９の耐用寿命を延ばす。他の実施態様において、三角形以外の形状もフレア・バットレスに用いることができ、これらに限定されるものではないが、矩形形状、直線状の短冊形状、及び角度を有する支持体形状を含む。

図６を詳細に参照すると、フレア・バットレス６６は、底端部６８、仮想測端部７０及び斜辺７２を備えることがわかる。斜辺７２は、形状的に実質的に弧状であってよく、かつ低部リップ７６で終端する曲線からなる部分７４を含んでもよい。様々な異なる寸法形状に作製されるが、仮想側端部又は長手方向の寸法７０に対する底端部６８または横方向の寸法７０の比が７５％であることが特に好ましいことを、本発明者等は見いだした。

動翼３９の原材料に関して、高温特性を有する強度の高い材料であればいずれを採用してもよく、例えば、一方向凝固鋳造ニッケル合金はその一例である。また、動翼３９は複数の冷却通路７７を含む。動翼３９にわたって冷却通路７７を設けることにより、冷却空気が根部４８から動翼３９内に入ることができ、ネック部４６を介して移動し、続いてエアフォイル４２にわたって蛇行して移動し、前縁５１の冷却孔から排出される。それにより、動翼３９は適切な動作を確実にするのに十分低い温度に維持される。

動翼３９全体の応力を低減することで耐用寿命を改善する本発明の別の特徴とは、フィレット状またはのこ歯状の取付根部４８の寸法形状である。図５を参照すると、取付根部４８が、フレア・バットレス６６に近接する上部領域８０において複合半径を有するフィレット７８を含むことがわかる。フレア・バットレス６６同様、複合半径を有するフィレット７８は、動翼３９の前縁に近接して設けられる。従って、エンジン２０の運転中に動翼３９の前縁が受ける本質的な力に、フレア・バットレスと複合フィレットの組み合わせによって集中応力を低減することで、より耐え得るものとすることができる。

複合半径を有するフィレット７８を形成するのに多種多様な寸法形状を用いることができるが、図５、図７及び図８では特定の好ましい実施態様を示しており、第２の半径８４に対する第１の半径８２の比は約６：５、即ち８７．５％である。これは、均一な半径を有するのこ歯状の取付根部４８だけを提供する従来のフィレットとは逆である。さらには、図７と図８に示されるように、集中応力８６がバットレス・レール４７ａの下方かつ最頂のこ歯８８の上方で、根部４８の前縁正圧側において見られる。部位８６において、局部的に半径を増大させることにより、曲率に起因する応力が低減され、それにより動翼３９の寿命が延長される。部位９０と９２における応力も同様に低減される。

前述により、当業者であれば本発明の教示を、改善された延長可能な耐用寿命を有するタービン動翼を構成するのに使用でき、動翼がエンジンの作動中にその影響を受ける本質的な力により耐えることが可能となることは容易に理解できるであろう。また、特にフレア・バットレスと複合半径を有するフィレットを動翼の前縁側に設けることにより、これらの力に抵抗する動翼の性能が改善され、エアフォイルと取付根本の間の接合付近で動翼が疲労または破断する傾向を減少させ、それによりエンジンの耐用寿命を延ばす。

図１は、本発明に従って構成されたガスタービン・エンジンの断面ある。 図２は、本発明に従って構成されたガスタービン・エンジンの平面ある。 図３は、図２のタービン動翼の拡大平面図である。 図４は、図２のタービン動翼の拡大平面図であり、内部通路がファントム画法で示されている図である。 図５は、本発明に従って構成されたのこ歯状部フィレットの概略的な代表図である。 図６は、本発明に従って構成されたフレア・バットレスの断面図である。 図７は、応力集中が示されたのこ歯状フィレットの平面図である。 図８は、図７のフィレットの側面図である。

符号の説明

３９…動翼
４２…エアフォイル
４４…プラットフォーム
４６…ネック部
４８…取付根部
５０…のこ歯状部
５２…前縁
５６…後縁
６４…突出部
６６…フレア・バットレス

Claims (30)

1. 流路面と、下方面と、前縁と後縁を有するプラットフォームと、
   該プラットフォームの第１の側から延びるエアフォイルと、
   該プラットフォームの第２の側から延びるネック部と、
   該ネック部から延びる動翼根部と、
   該ネック部の一部を形成し、かつ該プラットフォームの第２の側と該動翼根部との間で延在するフレア・バットレス、
   とを含んでなることを特徴とするタービン動翼。
2. 前記フレア・バットレスが、前記プラットフォームの前縁に近接していることを特徴とする、請求項１記載のタービン動翼。
3. 前記エアフォイルが正圧面と負圧面を備え、かつ前記フレア・バットレスが該エアフォイルの正圧面に近接していることを特徴とする請求項１記載のタービン動翼。
4. 前記フレア・バットレスが三角形状であることを特徴とする請求項１記載のタービン動翼。
5. 前記フレア・バットレスが長手方向の寸法と横手方向の寸法とを有し、該長手方向の寸法は該横手方向の寸法より大きいことを特徴とする請求項４記載タービン動翼。
6. 前記横手方向の寸法が、前記長手方向の寸法のおおよそ７５％であることを特徴とする請求項５記載のタービン動翼。
7. 前記動翼根部が複数ののこ歯状部を備えることを特徴とする請求項１記載のタービン動翼。
8. 前記のこ歯状部の少なくとも１つが複合フィレット半径を有することを特徴とする請求項７記載のタービン動翼。
9. 前記複合フィレット半径を有するのこ歯状部が、前記プラットフォームの前縁に近接していることを特徴とする請求項８記載のタービン動翼。
10. 前記複合フィレット半径を構成する半径が、おおよそ６：５の比を有することを特徴とする請求項８記載のタービン動翼。
11. 流路面と、下方面と、前縁と後縁を有するプラットフォームを、該プラットフォームの流路面から延びるエアフォイルと、該プラットフォームの下方面から延びるネック部と、該ネック部から延びる動翼根部と共に製造すること、及び
    該プラットフォームの下方面と該動翼根部との間で延在するフレア・バットレスを該ネック部に形成すること、
    を含んでなることを特徴とするタービン動翼の製造方法。
12. 前記フレア・バットレスが、前記プラットフォームの前縁に近接していることを特徴とする、請求項１１記載の製造方法。
13. 前記エアフォイルが正圧面と負圧面を備え、かつ前記フレア・バットレスを前記エアフォイルの正圧面に近接して配置することをさらに含むことを特徴とする請求項１１記載の製造方法。
14. 前記フレア・バットレスを三角形状に形成することをさらに含むことを特徴とする請求項１１記載の製造方法。
15. 前記フレア・バットレスが長手方向の寸法と横手方向の寸法とを有し、該長手方向の寸法は該横手方向の寸法より大きいことを特徴とする請求項１４記載の製造方法。
16. 前記横手方向の寸法が、前記長手方向の寸法のおおよそ７５％であることを特徴とする請求項１５記載の製造方法。
17. 前記動翼根部が複数ののこ歯状部を有するよう形成することをさらに含む特徴とする請求項１１記載の製造方法。
18. 前記複数ののこ歯状部の少なくとも１つが複合フィレット半径を有するよう形成することをさらに含むことを特徴とする請求項１７記載の製造方法。
19. 前記複合フィレット半径を有するのこ歯状部が、前記プラットフォームの前縁に近接することを特徴とする請求項１８記載の製造方法。
20. 前記複合フィレット半径を構成する半径が約６：５の比を有することを特徴とする請求項１８記載の製造方法。
21. 圧縮機セクションと、
    該圧縮機セクションの下流にある燃焼器と、
    該燃焼器の下流にあるタービン・セクションとを含んでなるガスタービン・エンジンであって、
    該タービンはそこから複数のタービン動翼が延びる中心回転軸を有し、
    それぞれの該タービン動翼は、
    第１の面、第２の面、前縁及び後縁を有するプラットフォームと、
    該プラットフォームの第１の面から延びるエアフォイルと、
    該プラットフォームの第２の面から延びるネック部と、
    該ネック部から延びる動翼根部と、
    該ネック部において該プラットフォームの第２の面と動翼根部との間で延在するフレア・バットレスと、
    を含んでなることを特徴とする、ガスタービン・エンジン。
22. 前記フレア・バットレスが前記プラットフォームの前縁に近接していることを特徴とする請求項２１記載のガスタービン・エンジン。
23. 前記エアフォイルが正圧面と負圧面を備え、前記フレア・バットレスが該エアフォイルの正圧面に近接していることを特徴とする請求項２１記載のガスタービン・エンジン。
24. 前記フレア・バットレスが三角形状であることを特徴とする請求項２１記載のガスタービン・エンジン。
25. 前記フレア・バットレスが長手方向の寸法と横手方向の寸法とを有し、該長手方向の寸法は該横手方向の寸法より大きいことを特徴とする請求項２４記載のガスタービン・エンジン。
26. 前記横手方向の寸法が、前記長手方向の寸法のおおよそ７５％であることを特徴とする請求項２５記載のガスタービン・エンジン。
27. 前記動翼根部が複数ののこ歯状部を有することを特徴とする請求項２１記載のガスタービン・エンジン。
28. 前記複数ののこ歯状部の少なくとも１つが複合フィレット半径を有することを特徴とする請求項２７記載のガスタービン・エンジン。
29. 前記複合フィレット半径を有するのこ歯状部が、前記プラットフォームの前縁に近接することを特徴とする請求項２８記載のガスタービン・エンジン。
30. 前記複合フィレット半径を構成する半径が約６：５の比を有することを特徴とする請求項２８記載のガスタービン・エンジン。

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