JP2006329202A - ガスタービンエンジン用のタービンブレードシステム - Google Patents

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Abstract

【課題】タービンブレードの後縁領域を冷却するための構造を提供する。
【解決手段】ガスタービンエンジン用のタービンブレードシステムは、正圧側の面から後縁まで長手方向及び横方向に延びた後縁領域１０２を備えたタービンブレード１００を備える。後縁領域１０２は正圧側の面から後縁まで長手方向に延びた複数のリブレット１０４を含む。後縁領域１０２はリブレット１０４の間にそれぞれ水平に設けられた複数の排出スロット１０６を画定する。複数のリブレット１０４の各々において、長手方向の少なくとも一部が正圧側の面１１０を基準に湾曲した上側面１０８を画定し、これにより上側面１０８は正圧側の面１１０から伝播する高い熱負荷から実質的に保護され、排出スロット１０６から流出する冷却空気が上側面上を流れることが促進される。
【選択図】図３Ｂ

Description

本発明は一般にガスタービンエンジン用のタービンブレードに関し、より詳細にはタービンブレードの後縁領域を冷却するためのタービンブレード構成に関する。
タービンブレードの後縁領域は、内部冷却回路とこの後縁領域付近のエーロフォイル外部面とを横断しかつこれらを連結する一連の孔やスロットを通る使用済みの冷却媒体を排出することによって通常冷却される。エーロフォイルの正圧側への冷却媒体の排出を可能にするように正圧側を削減する方法は一般に「正圧側ブリード」と呼ばれる。この方法では、冷却空気が、一連の冷却孔つまり排出スロットを通して後縁のわずか上流の正圧側から排出される。これらの冷却孔は、固体の構造（以下「リブレット」と呼ぶ。）によって通常分離されている。現行の技術には、真っ直ぐな冷却通路を形成するリブレットと、冷却媒体が膨張・拡散して露出後縁構造上にフィルム冷却効果が増大するようにある角度を有した「広がった」リブレットと、が挙げられる。現行技術の例示が特許文献１〜３に開示されている。
リブレットを形成する現行の方法は鋳造工程と機械加工工程との組合せを通常含む。スロット内部の表面構造は通常鋳造されたままとなっており、これにより鋳放し面（as-cast surface）と呼ばれる。この鋳造工程はランドの上部や正圧側ブリード位置の若干前方の正圧面の上に余分な部分を残す。この部分は、鋳造工程後に後方の正圧面とランド上部面の双方を研削手段によって所望の形状に加工することで、除去される。
図１、図２Ａ、及び図２Ｂを参照すると、このような冷却構造を示すガスタービンエンジン用タービンブレードの一例が、参照符号１０によって概略的に表示されている。ブレード１０は複数の排出スロット１２とこのブレードの後縁領域に沿って設けられたリブレット１４とを含む。通常の正圧面ブリードスロット形状は図２Ａや図２Ｂの拡大図に示されている。
米国特許第５５０３５２９号明細書 欧州特許第１２１３４４２号明細書 米国特許第５２４６３４１号明細書
本発明が解決しようとする課題には、正圧側ブリード構造を用いてタービンブレードの後縁領域を冷却することが挙げられる。当該分野の現時点の技術水準では、正圧側ブリード構造から排出された冷却媒体は排出スロット１２内に収容された面上に冷却効果を付与する一方、ブレード正圧側から正圧側の面１６に沿って流れる高温ガス状態がリブレット１４の上部にある上側の面つまりランド面１８では優勢となる。リブレット１４上部にあるランド面１８のおかれた高温ガス状態は非常に大きな熱負荷を示しているため、後縁領域を効果的に冷却する能力が制限されてしまう場合がある。
従って、本発明の目的は上述した欠点や不都合を解消するタービンブレード後縁構造を提供することである。
本発明の第１の形態においては、ガスタービンエンジン用のタービンブレードシステムは、正圧側の面から後縁まで長手方向及び横方向に延びた後縁領域を備えたタービンブレードを備える。後縁領域は正圧側の面から後縁まで長手方向に延びた複数のリブレットを含む。後縁領域は上記リブレットの間にそれぞれ水平に設けられた複数の排出スロットを画定する。複数のリブレットの各々において、長手方向の少なくとも一部が正圧側の面を基準に湾曲した上側面を画定し、これにより上側面は正圧側の面から伝播する高い熱負荷から実質的に保護され、排出スロットから流出する冷却空気が上側面上を流れることが促進される。
本発明の第２の形態においては、ガスタービンエンジン用のタービンブレードシステムは、正圧側の面から後縁まで長手方向及び横方向に延びた後縁領域を備えたタービンブレードを備える。後縁領域は正圧側の面から後縁まで長手方向に延びた複数のリブレットを含む。後縁領域は上記リブレットの間にそれぞれ水平に設けられた複数の排出スロットを画定する。複数のリブレットの各々において、長手方向の少なくとも一部が正圧側の面を基準に内側に向かって凹状に湾曲した上側面を画定し、これにより上側面は正圧側の面から伝播する高い熱負荷から実質的に保護され、排出スロットから流出する冷却空気が上側面上を流れることが促進される。
本発明の第３の形態においては、ガスタービンエンジン用のタービンブレードシステムは、正圧側の面から後縁まで長手方向及び横方向に延びた後縁領域を備えたタービンブレードを備える。後縁領域は正圧側の面から後縁まで長手方向に延びた複数のリブレットを含む。後縁領域は上記リブレットの間にそれぞれ水平に設けられた複数の排出スロットを画定する。複数のリブレットの各々において、長手方向の少なくとも一部が正圧側の面を基準に内側に凹状に湾曲した上側面を画定し、これにより上側面は正圧側の面から伝播する高い熱負荷から実質的に保護され、排出スロットから流出する冷却空気が上側面上を流れることが促進される。複数のリブレットの各々に付随する上記上側面において、横方向の少なくとも一部が概ね凸状に湾曲し、これにより、排出スロットから流出する冷却空気が該上側面上を流れることがさらに促進される。
図３Ａおよび図３Ｂを参照すれば、本発明を具現化したタービンブレードが参照符号１００によって一般に示されている。タービンブレード１００は複数のリブレット１０４を含んだ後縁領域１０２を備え、複数の排出スロット１０６を画定する。リブレット１０４の各々は長さ“Ｌ”と幅“Ｗ”とを有する上側面つまりランド面１０８を有する。図３Ｂに示すように、リブレット１０４の各々はブレード１００の正圧側の面１１０からこのブレードの後縁１１２に向かって長手方向に延びる。リブレット１０４の各々は、後縁１１２から若干内側に配置された長手方向端部１０４で終端をなす。図３Ｂに示すように、排出スロット１０６の各々がリブレット１０４の間に設けられている。
タービンブレード１００は、後縁領域１０２の構造特性を維持しつつ最も効果的な方法で冷却がなされるような最適形状のリブレット１０４を有する。この目的を達成するために、各リブレット１０４のランド面１０８は、空気流の方向を基準にリブレット１０４の上流側に設けられた正圧側の面１１０を基準として内側に向いた輪郭つまり湾曲をなす。特に、具体的には、リブレット１０４のランド面１０８はそれぞれ、ブレード１００の正圧側の面１１０から後縁１１２まで長手方向に内側に向いた輪郭つまり湾曲をなし、これにより、タービンブレードの正圧面から伝播する高い熱負荷からランド面１０８が保護され、ランド面上の冷却空気の流れつまり洗浄が促進され、ひいてはランド面のフィルム冷却効果が得られる。図３Ｂにも示されるように、幅方向つまり横方向に延びたリブレット１０４に付随したランド面１０８の各セグメントは、概して平坦もしくは直線的な形状を有している。例えば、研削媒体工程（abrasive media process）あるいは放電加工（ＥＤＭ）等の別途の加工工程による既存材料除去技術を改良することで、ランド面１０８の輪郭もしくは曲線が加工される。
図４Ａ及び図４Ｂを参照すれば、本発明の第２の態様に係るタービンブレードが参照符号２００によって概略的に示されている。タービンブレード２００の後縁領域２０２は、タービンブレード２００の後縁領域２０２は、幅方向つまり横方向に延びたリブレット２０４に付随したランド面２０８の各セグメントが、凸状に湾曲しもしくはランド面２０８の上部の排出スロット２０６から排出された冷却空気流の分散をさらに促進するような輪郭をなしている点を除いて、図３Ａ及び図３Ｂのタービンブレードの後縁領域とほぼ同じである。タービンブレード２００は、また、各リブレット２０４の幅が正圧側の面２１０から後縁２１２に向かう方向に徐々に狭まる点においてもタービンブレード１００と相違する。図４Ｂに示すように、例えば、各リブレット２０４の幅はタービンブレード２００の後縁２１２の若干内側の位置にある長手方向の端部２１４の点に収束していく。
リブレット２０４の上部にある湾曲ランド面２０８の加工は鋳造加工の一部として達成されてもよいし、機械加工によって達成されてもよい。ある構造の研削媒体仕上げを続いて使用して、例えば、鋳造工程を通常容易にするために後縁付近の正圧側壁上に通常鋳造される余分な材料を除去してもよい。
関連分野の通常の知識を有する者にとって明らかなように、本発明の範囲を逸脱することなく、本発明の上記態様から多くの改良や代替がなされよう。従って、明細書の上記記載は限定的なものではなく例示的なものとして捉えるべきである。
複数の排出スロット及びリブレットの付いたエーロフォイルを備えたガスタービンエンジン用タービンブレードの実施例の部分的断面立面図である。 排出スロット及びリブレットを示す従来ブレードの一部の拡大立面図である。 図２Ａのタービンブレードの一部の斜視図である。 本発明に係る排出スロット及びリブレットを示すタービンブレードの一部の拡大立面図である。 図３Ａのタービンブレードの一部の斜視図である。 本発明の第２の態様に係る排出スロット及びリブレットを示すタービンブレードの一部の拡大立面図である。 図４Ａのタービンブレードの一部の斜視図である。
符号の説明
１００…タービンブレード
１０２…後縁領域
１０４…リブレット
１０６…排出スロット
１０８…ランド面
１１０…正圧側の面

Claims (11)

  1. 正圧側の面から後縁まで長手方向及び横方向に延びた後縁領域を備えたタービンブレードを備え、かつ、
    上記後縁領域は正圧側の面から後縁まで上記長手方向に延びた複数のリブレットを含み、
    上記後縁領域は上記リブレットの間にそれぞれ水平に設けられた複数の排出スロットを画定し、
    上記複数のリブレットの各々において、長手方向の少なくとも一部が正圧側の面を基準に湾曲した上側面を画定し、これにより該上側面は正圧側の面から伝播する高い熱負荷から実質的に保護され、排出スロットから流出する冷却空気が該上側面上を容易に流れることとなることを特徴とするガスタービンエンジン用のタービンブレードシステム。
  2. 上記複数のリブレットの各々に付随した上記上側面は横方向にほぼ平坦あるいは線形となっているセグメントを含んだ請求項１に記載のタービンブレードシステム。
  3. 上記複数のリブレットは、正圧側の面付近の第１端部から後縁の内側に位置した第２端部まで長手方向に各々延びていることを特徴とする請求項２に記載のタービンブレードシステム。
  4. 上記複数のリブレットの各々に付随した上記上側面において、横方向の少なくとも一部が、排出スロットから流出する冷却空気が該上側面上に流れることがさらに促進されるように湾曲していることを特徴とする請求項１に記載のタービンブレードシステム。
  5. 上記複数のリブレットの各々に付随した上記上側面において、長手方向の少なくとも一部が正圧側の面を基準に内側に湾曲していることを特徴とする請求項１に記載のタービンブレードシステム。
  6. 上記複数のリブレットの各々に付随した上記上側面において、長手方向の少なくとも一部が正圧側の面を基準にほぼ凹状に湾曲していることを特徴とする請求項１に記載のタービンブレードシステム。
  7. 上記複数のリブレットの各々に付随した上記上側面において、横方向の少なくとも一部が、排出スロットから流出した冷却空気が該上側面上を流れることがさらに促進されるようにほぼ凸状に湾曲していることを特徴とする請求項１に記載のタービンブレードシステム。
  8. 上記複数のリブレットの各々が正圧側の面から後縁に向かって長手方向に徐々に減少する幅を備えることを特徴とする請求項７に記載のタービンブレードシステム。
  9. 上記複数のリブレットの各々が正圧側の面から後縁に向かって長手方向に徐々に減少する幅を備え、この幅は後縁より若干内側の位置にある点に収束することを特徴とする請求項７に記載のタービンブレードシステム。
  10. 正圧側の面から後縁まで長手方向及び横方向に延びた後縁領域を備えたタービンブレードを備え、かつ、
    上記後縁領域は正圧側の面から後縁まで上記長手方向に延びた複数のリブレットを含み、
    上記後縁領域は上記リブレットの間にそれぞれ水平に設けられた複数の排出スロットを画定し、
    上記複数のリブレットの各々において、長手方向の少なくとも一部が正圧側の面を基準に内側に向かって凹状に湾曲した上側面を画定し、これにより該上側面は正圧側の面から伝播する高い熱負荷から実質的に保護され、排出スロットから流出する冷却空気が該上側面上を容易に流れることとなることを特徴とするガスタービンエンジン用のタービンブレードシステム。
  11. 正圧側の面から後縁まで長手方向及び横方向に延びた後縁領域を備えたタービンブレードを備え、かつ、
    上記後縁領域は正圧側の面から後縁まで上記長手方向に延びた複数のリブレットを含み、
    上記後縁領域は上記リブレットの間にそれぞれ水平に設けられた複数の排出スロットを画定し、
    上記複数のリブレットの各々において、長手方向の少なくとも一部が正圧側の面を基準に内側に向かって凹状に湾曲した上側面を画定し、これにより該上側面は正圧側の面から伝播する高い熱負荷から実質的に保護され、排出スロットから流出する冷却空気が該上側面上を容易に流れることとなり、かつ、
    上記複数のリブレットの各々に付随する上記上側面において、横方向の少なくとも一部が概ね凸状に湾曲し、これにより、排出スロットから流出する冷却空気が該上側面上を流れることがさらに促進されることを特徴とするガスタービンエンジン用のタービンブレードシステム。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2011236899A (ja) * 2010-04-30 2011-11-24 General Electric Co <Ge> 翼後縁およびその製造方法
JP2015516538A (ja) * 2012-05-09 2015-06-11 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ タービン翼後縁冷却孔のプラグおよびスロット

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP4973249B2 (ja) * 2006-03-31 2012-07-11 ダイキン工業株式会社 多翼ファン
US8002525B2 (en) * 2007-11-16 2011-08-23 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with recessed trailing edge cooling slot
US8435008B2 (en) * 2008-10-17 2013-05-07 United Technologies Corporation Turbine blade including mistake proof feature
US9422816B2 (en) * 2009-06-26 2016-08-23 United Technologies Corporation Airfoil with hybrid drilled and cutback trailing edge
US9488052B2 (en) * 2012-02-10 2016-11-08 General Electric Technology Gmbh Method for reconditioning a blade of a gas turbine and also a reconditioned blade
US8522558B1 (en) 2012-02-15 2013-09-03 United Technologies Corporation Multi-lobed cooling hole array
US9228437B1 (en) 2012-03-22 2016-01-05 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with pressure side trailing edge cooling slots
US9175569B2 (en) 2012-03-30 2015-11-03 General Electric Company Turbine airfoil trailing edge cooling slots
US9017026B2 (en) 2012-04-03 2015-04-28 General Electric Company Turbine airfoil trailing edge cooling slots
US20130302176A1 (en) * 2012-05-08 2013-11-14 Robert Frederick Bergholz, JR. Turbine airfoil trailing edge cooling slot
US9145773B2 (en) 2012-05-09 2015-09-29 General Electric Company Asymmetrically shaped trailing edge cooling holes
CA2954716C (en) * 2014-07-14 2022-10-18 Lm Wp Patent Holding A/S A profile wedge for attachment of an aeroshell extender piece
US11280214B2 (en) * 2014-10-20 2022-03-22 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine component
WO2016164533A1 (en) 2015-04-08 2016-10-13 Horton, Inc. Fan blade surface features
GB2559177A (en) * 2017-01-30 2018-08-01 Rolls Royce Plc A component for a gas turbine engine
USD906964S1 (en) * 2017-05-12 2021-01-05 Siemens Gamesa Renewable Energy A/S Edge flap for a wind turbine blade
USD1018828S1 (en) 2023-08-22 2024-03-19 Xiaoyan LUO Fan blade

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4303374A (en) * 1978-12-15 1981-12-01 General Electric Company Film cooled airfoil body
FR2689176B1 (fr) * 1992-03-25 1995-07-13 Snecma Aube refrigeree de turbo-machine.
US5246341A (en) * 1992-07-06 1993-09-21 United Technologies Corporation Turbine blade trailing edge cooling construction
US5368441A (en) * 1992-11-24 1994-11-29 United Technologies Corporation Turbine airfoil including diffusing trailing edge pedestals
US5688107A (en) * 1992-12-28 1997-11-18 United Technologies Corp. Turbine blade passive clearance control
US5614294A (en) * 1994-11-30 1997-03-25 United Technologies Corporation Coating for minimizing thermal gradients in an article
US5503529A (en) * 1994-12-08 1996-04-02 General Electric Company Turbine blade having angled ejection slot
US6050777A (en) * 1997-12-17 2000-04-18 United Technologies Corporation Apparatus and method for cooling an airfoil for a gas turbine engine
US6164912A (en) * 1998-12-21 2000-12-26 United Technologies Corporation Hollow airfoil for a gas turbine engine
US6247896B1 (en) * 1999-06-23 2001-06-19 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling an airfoil
US6280140B1 (en) * 1999-11-18 2001-08-28 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling an airfoil
GB2366599B (en) 2000-09-09 2004-10-27 Rolls Royce Plc Gas turbine engine system
EP1213442B1 (en) 2000-12-05 2009-03-11 United Technologies Corporation Rotor blade
FR2864990B1 (fr) * 2004-01-14 2008-02-22 Snecma Moteurs Perfectionnements apportes aux fentes d'evacuation de l'air de refroidissement d'aubes de turbine haute-pression
US7503749B2 (en) * 2005-04-01 2009-03-17 General Electric Company Turbine nozzle with trailing edge convection and film cooling

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2011236899A (ja) * 2010-04-30 2011-11-24 General Electric Co <Ge> 翼後縁およびその製造方法
JP2015516538A (ja) * 2012-05-09 2015-06-11 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ タービン翼後縁冷却孔のプラグおよびスロット

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