JP2007198380A - タービンエンジン構成要素および高融点金属コア - Google Patents

Abstract

【課題】冷却が改善されたタービンエンジン構成要素を提供する。
【解決手段】このタービンエンジン構成要素は、前縁、後縁、正圧面、負圧面、根部、および先端部を有するエアフォイル部と、エアフォイル部の壁部内に設けられた少なくとも１つの冷却回路と、を含む。この少なくとも１つの冷却回路は、根部と先端部の間を延びる少なくとも１つの通路を有する。この少なくとも１つの通路は、アスペクト比が２：１以下であり、好ましくはほぼ１である。
【選択図】 図４

Description

本発明は、冷却が改善されたタービンエンジン構成要素および冷却通路を形成するための高融点金属コアに関する。

あるタイプのエンジンの回転数は、大型の商用ターボファンエンジンに比べて非常に高い。その結果、タービンブレードなどのタービンエンジン構成要素の冷却回路を通る主流は、二次的なコリオリの力および回転浮力の影響を受ける。主冷却流の速度プロファイルは、冷却通路の後縁に向かっている。アスペクト比が３：１の、径方向外向きに流れる冷却通路では、冷却流が逆流する可能性が高く、これは不十分な熱伝達性能に通じる。したがって、冷却通路のアスペクト比をできるだけ１に近く維持することが極めて重要である。これは、主流の逆流および不十分な熱伝達性能を回避するために必要である。

様々な小型エンジンの用途で現在使用されている冷却機構がある。これらの設計のための冷却技術は従来、非常に成功を収めてきたものの、耐久性に関しては頂点に達してしまった。すなわち、優れた冷却効率を達成するために、これらの設計は、乱流を生じさせるトリップストリップ、形状づけられたフィルム孔、ペデスタル、フィルムの前の前縁でのインピンジメント、および二重インピンジメント型後縁など、多くの冷却強化特徴部を採り入れてきた。これらの設計について、全体的冷却効率を、図１に示す耐久性マップに記入することができる。ただし、横座標は全体的冷却効率パラメータであり、縦座標はフィルム効率パラメータである。記入された線は、０〜１の対流効率の値に対応する。全体的冷却効率は、ブレードの耐久性設計にとって重要なパラメータである。その最大値は１であり、これは金属の温度が冷媒の温度と同程度に低いことを意味する。これは達成不可能である。最小値は０であり、このとき金属の温度は、ガスの相対温度と同じ高さである。一般的に、従来の冷却設計では、全体的冷却効率は約０．５０である。フィルム効率パラメータは、フィルムで完全に覆われたときの１と、フィルムが完全に消失しフィルムの痕跡がないときのフィルム０（ゼロ）との間にある。

対流効率は、ブレード冷却回路の熱吸収（ｈｅａｔ ｐｉｃｋ−ｕｐ）すなわち性能の測度である。一般的に、高度な冷却設計では、高い対流効率を目標にしている。しかし、冷却回路による熱吸収能力とブレードに対するフィルム冷却保護を特徴付ける冷媒温度との間のバランスとしてトレードオフが必要とされる。こうしたトレードオフは通常、対流効率の向上に好都合である。高度な設計では、目標は、図１に示されるように、全体的冷却効率が０．８以上になるようにフィルムパラメータおよび対流効率を設計することである。この図から、フィルムパラメータが０．３から０．５まで上昇し、対流効率は０．２から０．６まで上昇したことがわかる。全体的冷却効率が０．５から０．８まで上昇するので、同じ外部熱負荷で冷却流量を約４０％だけ減らすことができる。これは、タービン効率および全体的サイクル性能を向上させるのに特に重要である。

本発明によれば、アスペクト比をできるだけ１に近く維持する冷却通路を有する小型回路冷却システムが提供される。

（ここではまとめて全体的冷却効率という）（１）フィルム保護の向上、（２）熱吸収の向上、および（３）エアフォイル部の金属温度の低下を同時に達成する手段を有する冷却機構も提供される。これは、高融点金属コア技術を使用することによって達成することができる。

本発明によれば、タービンエンジン構成要素は、概して、前縁、後縁、正圧面、負圧面、根部、および先端部を有するエアフォイル部と、エアフォイル部の壁部内に設けられた少なくとも１つの冷却回路と、を備える。この少なくとも１つの冷却回路は、根部と先端部の間を延びる少なくとも１つの通路を有し、この少なくとも１つの通路は、アスペクト比が２：１より小さく、好ましくはほぼ１である。

さらに本発明によれば、エアフォイル部の壁部内に少なくとも１つの冷却回路を形成するための高融点金属コアが提供される。この高融点金属コアは、概して、管状部を有し、この管状部は、アスペクト比が２：１以下であり、好ましくはほぼ１である。

アスペクト比が１の小型回路冷却の他の詳細、ならびにそれに伴う他の目的および利点は、以下の詳細な説明および添付の図面に記述されている。だたし、同様の参照番号は、同様の要素を示す。

次に図２および図３を参照すると、タービンブレードやベーンなどのタービンエンジン構成要素１０が示されている。この構成要素１０は、エアフォイル部１２と、プラットフォーム１４と、取付部１６と、を有する。このエアフォイル部１２は、前縁１８と、後縁２０と、正圧面２２と、負圧面２４と、根部１９と、先端部２１と、を有する。このタービンエンジン構成要素１０は、ニッケル基超合金など、当該技術で知られているどんな適当な材料から形成してもよい。

次に図４を参照すると、タービンエンジン構成要素１０用の冷却システムが示されている。この冷却システムは、フィルム冷却スロット２８を有する１つまたは複数の正圧面側冷却回路すなわち通路２６を含む。この冷却回路すなわち通路２６および各回路すなわち通路２６と関連するフィルム冷却スロット２８は、１つまたは複数のタブ３２を有する高融点金属コア３０を使用して形成することができる。図４から明らかなように、冷却回路すなわち通路２６は、好ましくはエアフォイル部の壁部３４内に形成される。フィルム冷却スロット２８は、冷却流体がエアフォイル部１２の正圧面２２の上を流れるようにする。各冷却回路すなわち通路２６は、好ましくはエアフォイル部１２の先端部２１と根部１９の間を延びる。

エアフォイル部１２の正圧面２２は、さらに複数の形状づけられた孔３６を備えることができる。こうした孔３６は、当該技術で知られた適当な従来技術を使用して形成することができる。

エアフォイル部１２はまた、後縁冷却小型回路３８を備えることができる。エアフォイル部１２は、後縁冷却小型回路３８および冷却通路２６に冷却流体を供給するための第１の供給キャビティ４０を有することができる。

エアフォイル部１２の負圧面２４は、１つまたは複数の冷却回路すなわち通路４２を備えることができる。この冷却回路すなわち通路４２は、高融点金属コア技術を使用して形成することができ、本明細書で以下に説明するように、蛇行した形状にすることができる。図４から明らかにできるように、冷却回路すなわち通路４２は、エアフォイル部１２の負圧面２４を形成する壁部４４内に配置され、先端部２１と根部１９の間を延びる。各冷却回路すなわち通路４２は、高融点金属コア３０のタブ要素３２によって形成することができる少なくとも１つのフィルム冷却スロット４５を有することができる。

エアフォイル部１２の前縁１８は、複数のフィルム冷却孔４６を備えることができる。この冷却孔４６は、当該技術で知られたどんな適当な技術によって形成してもよい。エアフォイル部１２は、冷却流体を冷却回路すなわち通路４２およびフィルム冷却孔４６に供給するための第２の供給キャビティ４８を有することができる。

次に図５を参照すると、負圧面側壁部４４に埋め込むことができる蛇行形状の冷却回路すなわち通路４２が示されている。図に示されるように、この冷却通路４２は、冷却流体が第２の供給キャビティ４８から流入することのできる第１のレッグ部５２と、中間レッグ部５４と、出口レッグ部５６と、を有することができる。この第１のレッグ部５２は、先端部折返し部５８を介して中間レッグ部５４と連結され、中間レッグ部５４は、根部折返し部６０を介して出口レッグ部５６に連結される。それぞれのレッグ部５２、５４、５６は、熱吸収すなわち対流効率を向上させるための複数のペデスタル６１を備えることができる。

本発明の好ましい実施形態では、各レッグ部５２、５４、５６は、アスペクト比が約２：１またはそれより小さく、最も好ましくはアスペクト比がほぼ１である。本明細書では、「アスペクト比」は幅と高さの比である。これを達成するには、各レッグ部５２、５４、５６の断面を円形とすることができる。あるいは、各レッグ部５２、５４、５６の断面を正方形としてもよい。

エアフォイル部１２は、冷却流体を前縁フィルム冷却孔４６に供給するための供給キャビティ６２を含むこともできる。

図２で明らかなように、正圧面側冷却流体フィルムは、フィルムスロット２８から広い範囲を覆うように広がる。図３で明らかなように、負圧面側冷却流体フィルムも、フィルムスロット４５から広い範囲を覆うように広がる。

広い範囲を覆う冷却流体フィルムは、好ましくは高融点金属コア３０の１つまたは複数のタブ３２を使用して作製されるスロット２８、４５によって達成することができる。熱吸収または対流効率は、熱伝達強化機構としての多くの折返し部およびペデスタル６１による周辺部の冷却によって達成することができる。フィルムの覆う範囲が広いことと熱吸収能力の改善があいまって、全体的冷却効率の向上すなわちエアフォイル部の金属温度の低下という冷却技術の飛躍をもたらす。このことを利用して、冷却流を減らしまたは部品の耐用年数を延ばすことができる。

小型エンジンの用途における回転数は、大型の商用ターボファンに比べて非常に高くなる、すなわち１６，０００ＲＰＭに対して４０，０００ＲＰＭとなる可能性がある。その結果、冷却小型回路を通る主流は、二次的なコリオリの力および回転浮力の影響を受けることがある。回転環境では、主流の速度プロファイルは、冷却通路の後縁に向かっている。径方向外向きに流れる冷却通路では、アスペクト比が約３：１の場合に冷却通路で冷却流が逆流する可能性が高いことがいくつかの研究で示されてきた。したがって、高融点金属コア技術を用いて形成された冷却通路のアスペクト比をできるだけ１に近く維持することが重要である。これは、主流の逆流および不十分な熱伝達性能を避けるためである。主流の逆流が生じた場合には、エアフォイル部の金属温度は高くなり、そのため時期尚早の酸化、疲労およびクリープをもたらす。

上述のように、冷却回路すなわち通路４２の様々なレッグ部５２、５４、５６は、高融点金属コア３０を使用して形成することができる。この高融点金属コア３０は、通路４２の所望の形状に一致する蛇行形状とすることができる。蛇行形状の高融点金属コアが使用される場合、高融点金属コア３０は、レッグ部５２、５４、５６を形成する３つの管状部７０を有することができる。図６に示されるように、各管状部７０は、断面が円形でよい。あるいは、図８に示すように、管状部７０’は断面が正方形でよい。断面が円形または正方形の管状部を使用することにより、アスペクト比が１に近い冷却通路内のレッグ部が得られる。レッグ部５４、５６を形成する高融点金属コア部７０は、最終的にフィルム冷却スロット４５を形成する１つまたは複数のタブ要素３２を有することができる。高融点金属コア部７０が２つ以上のタブ要素３２を有する場合、これらのタブ要素３２は、切り欠き７２によって離間することができる。これにより、離間されたフィルム冷却スロット４５が得られる。図７は、レッグ部５２、５４、５６の断面が円形である冷却回路すなわち通路４２を示す。図９は、レッグ部５２、５４、５６それぞれの断面が正方形である冷却回路すなわち通路４２を示す。

高融点金属コア３０は、当該技術で知られている適当な高融点金属材料から形成することができる。例えば、高融点金属コア３０は、モリブデンまたはモリブデン合金から形成することができる。

図６および図８に示された前述の高融点金属コア技術を使用して、正圧面側壁部３４内の冷却回路すなわち通路２６を形成することができる。図６および図８に示すように断面が円形または正方形の高融点金属コア部７０は、冷却回路すなわち通路２６を形成することができる。このコア部７０と一体に形成されたタブ要素３２を曲げて、スロット２８を形成することができる。

通路４２、２６およびフィルム冷却スロット４５、２８は、高融点金属コア３０を鋳型内に配置しそれらをワックスで適切な位置に固定することによって形成することができる。供給キャビティ４０、４８ならびにエアフォイル部１２の他の中心コアキャビティがあるならそれも形成するために、シリカ製コア要素を鋳型内に配置することができる。コア要素が配置された後、溶融金属を鋳型に注入し、それを凝固させエアフォイル部１２の壁部および外部表面を形成する。壁部および外部表面が形成された後、シリカコア要素および高融点コア要素は取り除かれる。このシリカコア要素および高融点コア要素は、当該技術で知られる適当な技術を用いて取り除くことができる。冷却通路２６、４２が形成された後、当該技術で知られる適当な技術を用いて、ペデスタル６１を形成することができる。

本発明による小型回路冷却システムは、全体的冷却効率を向上させる。全体的冷却効率が０．５から０．８に上がるので、従来の設計と同じ外部熱負荷で冷却流量を約４０％だけ減らすことができる。このことは、タービン効率および全体的サイクル性能を向上させるために特に重要である。冷却システムは、金属の温度を下げながらフィルム保護および熱吸収を向上させる手段を有する。このことを、本明細書では全てまとめて全体的冷却効率という。

従来の冷却から優れた冷却へ、さらに小型回路冷却へと全体的冷却効率が高くなる経路を示す耐久性マップである。 タービンエンジン構成要素およびエアフォイル部の正圧面を示す図である。 図２のタービンエンジン構成要素およびエアフォイル部の負圧面を示す図である。 タービンエンジン構成要素のエアフォイル部の、図２の線４−４に沿った断面図である。 エアフォイル部の壁部内の冷却通路の断面図である。 アスペクト比がほぼ１の冷却通路を形成するための高融点金属コアを示す図である。 図６の高融点金属コアによって形成される冷却通路を示す図である。 アスペクト比がほぼ１の冷却通路を形成するための他の高融点金属コアを示す図である。 図８の高融点金属コアによって形成される冷却通路を示す図である。

符号の説明

１２…エアフォイル部
２２…正圧面
２４…負圧面
２６…正圧面側冷却回路
２８，４５…フィルム冷却スロット
３４，４４…壁部
３６…孔
３８…後縁冷却小型回路
４０，６２…供給キャビティ
４２…負圧面側冷却回路
４６…フィルム冷却孔

Claims (18)

1. 前縁、後縁、正圧面、負圧面、根部、および先端部を有するエアフォイル部と、
   前記エアフォイル部の壁部内に設けられた少なくとも１つの冷却回路と、を備え、
   前記少なくとも１つの冷却回路が、前記根部と前記先端部の間を延びる少なくとも１つの通路を有し、
   前記少なくとも１つの通路のアスペクト比が約２：１以下であるタービンエンジン構成要素。
2. 前記アスペクト比が実質的に１である請求項１に記載のタービンエンジン構成要素。
3. 前記通路のそれぞれの断面が実質的に円形である請求項１に記載のタービンエンジン構成要素。
4. 前記通路のそれぞれの断面が実質的に正方形である請求項１に記載のタービンエンジン構成要素。
5. 前記壁部が、前記負圧面の一部を形成する壁部を含む請求項１に記載のタービンエンジン構成要素。
6. 前記壁部が、前記正圧面の一部を形成する壁部を含む請求項１に記載のタービンエンジン構成要素。
7. 前記少なくとも１つの冷却回路が、複数の相互連結された通路を有する蛇行した形状であり、前記各通路のアスペクト比が実質的に１である請求項１に記載のタービンエンジン構成要素。
8. 前記通路のうち少なくとも２つが、それと一体に形成された複数の冷却スロットを有する請求項７に記載のタービンエンジン構成要素。
9. 正圧面側壁部内に少なくとも１つの追加の冷却回路をさらに備え、
   前記少なくとも１つの冷却回路がそれぞれ、冷却流体を前記エアフォイル部の前記正圧面の全体にわたって分配するための関連する複数のフィルム冷却スロットを有する請求項１に記載のタービンエンジン構成要素。
10. 後縁冷却小型回路と、
    前記少なくとも１つの追加の冷却回路および前記後縁冷却小型回路に冷却流体を供給するための供給キャビティと、
    をさらに備える請求項９に記載のタービンエンジン構成要素。
11. 前記エアフォイル部の前記前縁に設けられた複数の冷却孔と、
    冷却流体を前記前縁冷却孔および前記少なくとも１つの冷却回路に供給するための供給キャビティと、
    をさらに備える請求項１に記載のタービンエンジン構成要素。
12. 前記少なくとも１つの冷却回路は、熱吸収を向上させる手段を有する請求項１に記載のタービンエンジン構成要素。
13. 前記熱吸収向上手段が、前記少なくとも１つの冷却回路内に設けられた複数のペデスタルを含む請求項１２に記載のタービンエンジン構成要素。
14. タービンエンジン構成要素のエアフォイル部の壁部内に通路を形成するための高融点金属コアであって、
    管状部を備え、前記管状部のアスペクト比が２：１以下である高融点金属コア。
15. 前記アスペクト比が実質的に１である請求項１４に記載の高融点金属コア。
16. 前記管状部の断面が円形である請求項１４に記載の高融点金属コア。
17. 前記管状部の断面が正方形である請求項１４に記載の高融点金属コア。
18. 前記管状部に一体形成された複数のタブ要素をさらに備える請求項１４に記載の高融点金属コア。

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