JP2007205352A - 小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネント、およびその設計方法 - Google Patents
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Abstract
【課題】 冷却効率が改善されるタービンコンポーネントを提供する。
【解決手段】 本発明によれば、小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネント10は、根部19と、先端部21と、負圧壁18と、正圧壁16と、を有するエアフォイル部分12を備える。好適な実施例においては、負圧壁および正圧壁は、壁の厚さが一定である。さらに、タービンエンジンコンポーネント10は、鋳放しの内部冷却回路を有するプラットフォーム14を有する。
【選択図】図7b
【解決手段】 本発明によれば、小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネント10は、根部19と、先端部21と、負圧壁18と、正圧壁16と、を有するエアフォイル部分12を備える。好適な実施例においては、負圧壁および正圧壁は、壁の厚さが一定である。さらに、タービンエンジンコンポーネント10は、鋳放しの内部冷却回路を有するプラットフォーム14を有する。
【選択図】図7b
Description
本発明は、小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネントの改良された設計、およびその設計方法に関する。
現在、小型のエンジンの用途のための冷却機構が存在する。これらの設計のための冷却技術は、今まで十分によい結果を出してきているが、耐久性において限界に達している。すなわち、優れた冷却効果を得るために、これらの設計は、乱流トリップストリップ、形状化フィルム冷却孔、ペデスタル構造、フィルム冷却前の前縁のインピンジメント冷却、後縁の二重インピンジメント冷却、などの冷却を促進する特徴を含む。これらの設計については、全体の冷却効率(overall cooling effectiveness)は、図1に示される耐久性マップにプロットすることができる。図1では、横座標が、全体の冷却効率のパラメータで、縦座標が、フィルム効率(film effectiveness)のパラメータである。プロットされたラインは、0から1へと対流効率値(convective efficiency values)に対応する。全体の冷却効率は、ブレードの耐久性の設計の重要なパラメータである。最大値は1であり、金属温度が冷媒温度と同じ温度の低温になることを示す。これが達成されることはない。最低値は0であり、ここでは、金属の温度が、ガスの相対温度と同じ温度の高温となる。一般的に、従来の冷却の設計では、全体の冷却効率が、0.50近辺である。フィルム効率のパラメータは、完全にフィルムが覆うようなフィルム効率の値が1と、フィルム被膜のない完全にフィルムがない状態のフィルム効率が0と、の間にある。対流効率は、熱の吸収ないしブレード冷却回路の性能を示す尺度である。一般的に、最近の冷却機構の設計では、高い対流効率を目標とする。しかしながら、冷却回路によって熱を吸収する能力と、ブレードに対してフィルム冷却保護を特徴とする冷却温度と、のバランスをとるのに、トレードオフの関係がある。このトレードオフの関係は、対流効率の上昇を有利にさせる。最近の設計に関しては、全体の冷却効率が、0.8もしくはそれ以上を得るように、設計用のフィルムパラメータと対流効率を使用することが目的である。図1において、従来の冷却からマイクロサーキット冷却に変わることにより、フィルムパラメータが、0.3から0.5に上昇し、対流効率が、0.2から0.6に上昇した。全体の冷却効率が、0.5から0.8に上昇するので、同様の外部熱負荷について、冷却流を約40%減少させることができる。このことは、タービン効率と全体のサイクル効率を増大させるために特に重要である。
従って、冷却システムの設計者は、(1)フィルム保護を増加し、(2)熱の吸収を増加し、(3)エアフォイルの金属の温度を減少させる(ここでは、全体の冷却効率として示す)ことの全てが同時に行われるように、システムを設計しなければならない。これは、難しい目標である。しかしながら、現在では、耐火性金属コア技術の出現で、全ての要求を同時に満たす可能性がある。
本発明によれば、小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネントは、根部と、先端部と、負圧壁と、正圧壁と、を有するエアフォイル部分を含む。好適な実施例では、負圧壁および正圧壁は、壁の厚さが同じである。さらに、タービンエンジンコンポーネントは、鋳放しの内部冷却回路を有するプラットフォームを有する。
本発明によれば、小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネントの設計方法を提供する。この方法は、根部と、先端部と、負圧壁を形成する第1の壁と、正圧壁を形成する第2の壁と、主キャビティと、を含むエアフォイル部分を設計するステップと、根部付近の位置から先端部付近の位置まで第1および第2の壁の厚さを増大させるステップと、を含む。
図2〜図5は、小型エンジンに用いることができるタービンブレードやベーンなどの、タービンエンジンコンポーネント10を冷却するための冷却機構を示している。図2および図3からわかるように、タービンエンジンコンポーネント10は、エアフォイル部分12と、プラットフォーム14と、取付部15と、を備える。エアフォイル部分12は、正圧面16と、負圧面18と、前縁20と、後縁22と、根部19と、先端部21と、を含む。
図4は、エアフォイル部分12の断面図である。ここに示されるように、正圧面16は、スロット状のフィルム冷却孔26を伴う1つまたは複数の冷却回路つまり通路24を備え、これらの冷却孔26が、エアフォイル部分12の正圧面16の上に冷却用流体を分配する。冷却回路つまり通路24は、正圧面壁25内に埋め込まれ、耐火性金属コア(図示せず)を用いて形成される。耐火性金属コアは、1つまたは複数の一体型に形成されたタブを有し、これらのタブが冷却孔26を形成する。さらに、正圧面16は、非耐火性金属コアを用いて形成することができる、複数の形状付けられた孔28を有していてもよい。通常、冷却回路つまり通路24は、エアフォイル部分12の根部19から先端部21へと延在している。
エアフォイル部分12の後縁22は、耐火性金属コア技術あるいは非耐火性金属コア技術を用いて形成することができる冷却用マイクロサーキット30を有する。
エアフォイル部分12は、第1の供給キャビティ32を備え、この第1の供給キャビティ32は、後縁の冷却用マイクロサーキット30用の入口通路、およびエンジンの吸気などの冷却用流体を回路に供給するように冷却回路つまり通路24の入口通路に接続される。
エアフォイル部分12の負圧面18は、負圧面壁35内に位置する1つまたは複数の冷却回路つまり通路34を有する。各冷却回路つまり通路34は、耐火性金属コアを用いて形成される(図示せず)。各々の耐火性金属コアは、冷却用フィルムスロット33を形成する、1つまたは複数の一体型に形成されたタブ要素を有する。図5に示されるように、冷却用回路つまり通路34は、根部側のターン部38およびブレード先端側のターン部40を有する蛇行配置を含む。さらに、多数のペデスタル構造46が、熱の吸収量を増大するように、1つまたは複数の脚部通路37,39,41内に設けられる。このエアフォイル部分12は、冷却用流体を前縁20の複数のフィルム用冷却孔36に供給する第2の供給キャビティ42と、前縁20および負圧面の冷却用回路34,36に冷却用流体を供給する第3の供給キャビティ44と、を有する。
図2に示されるように、正圧面側の冷却用フィルムによって、冷却孔26から広い範囲で覆われる。同様に、図3に示されるように、負圧面側の冷却用フィルムによって、フィルムスロット33から広い範囲で覆われる。この広い範囲を覆うフィルム冷却は、耐火性金属コア用のタブを用いて形成されるスロットによるものである。熱の吸収つまり対流効率は、熱交換を促進する機構としての多くのターン部およびペデスタル部46を伴う周辺部の冷却による結果である。
小型エンジンにおけるエアフォイル部分12は相当に小さいので、周辺部の冷却用回路を形成するために使用される1つまたは複数の耐火性金属コアと、主要な供給キャビティを形成するために用いられる一般的なシリカコアの本体と、を収容することは困難である。このことは、図6(a)〜(c)において例示される断面積の減少に起因する。図6(a)は、翼幅の根部から10%の位置でのエアフォイル12の断面積を示す。図6(b)は、翼幅の根部から50%の位置でのエアフォイル12の断面積を示す。図6(c)は、翼幅の根部から90%の位置でのエアフォイル12の断面積を示す。これらの図面から理解されるように、エアフォイル部分の断面積は、根部19から先端部21まで移動するにつれ、大きく減少している。図7(a)は、エアフォイル部分12の正圧面または負圧面に冷却用マイクロサーキットを形成するために使用される耐火性金属コア50と、中央の供給キャビティ53を形成するために用いられる主シリカ本体コア52と、の収容に利用できる壁の厚さを例示する。この場合、約6度もしくはこれ以下のテーパ角を有する、ブレード先端部から根部にかけての標準的なテーパを用いる。ここで用いられるように、テーパ角は、前縁におけるブレード根部断面とブレード先端部断面との間の軸方向オフセット量のブレード翼幅に対する逆タンジェントである。この図から理解できるように、耐火性金属コアと本体コアとを収容することは非常に難しい。
エアフォイル部分12の正圧面および負圧面の上の冷却用マイクロサーキットを形成するのに用いられる耐火性金属コア50と、中央供給キャビティ53を形成するために用いられるシリカ本体コア52と、を収容するのを容易にするためには、断面積を増やすことが望ましい。図7(b)は、エアフォイル部分12の断面積を増やす方法の1つを示している。図7(b)から理解できるように、本発明によるエアフォイル部分12は、ブレード根部から先端部にかけての先細りの度合い(テーパ)が小さく、すなわち、約2度以下である。この方法を用いて、利用可能なエアフォイルの壁の厚さ54が0.025インチから0.040インチまで増加し、結果として、約0.012インチの厚さを有する耐火性金属コア50は、エアフォイル部分12により簡単に配置することができる。同時に、キャビティ53を形成する本体コア52は、構造的および振動的な要求に適合した形状とすることができる。図7(b)から理解されるように、本体コア52は、エアフォイル部分の縦方向の軸57に実質的に平行な側壁56と、縦方向の軸57に実質的に垂直な端部部分58と、を含む。所望であれば、本体コア52は、構造的および振動的な要求に適合したテーパ状であっても良い。本体コアをテーパ状にすることによって、所定の金属の温度における遠心力を最小限にするように断面積を最小限に維持しつつ、あるブレード半径位置より外周側での金属量の減少のバランスをとることができる。
相対的なガス温度がかつてない程に増大した場合、冷却不足によってタービンエンジンコンポーネント10に幾つかの形態の問題が生じる。例えば、プラットフォームの冷却が不足した結果として、プラットフォームが湾曲したりクリープするなどの損傷が生じる場合がある。小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネントに用いられるプラットフォームは、通常、非常に薄く、冷却を実施するのは非常に難しい。耐火性金属コアの厚さが小型であるため、現在では、タービンエンジンコンポーネント10およびプラットフォーム14の鋳造時に、耐火性金属コア技術を用いてプラットフォーム14内に鋳放しの内部冷却通路を組み込むことが可能である。
図8および図9では、冷却回路80を有するプラットフォーム14を備えたタービンエンジンコンポーネント10が示されている。冷却回路80は、1つまたは複数の入口通路82を備え、これらの入口通路82は、正圧側内部ブレード供給路84から延びている。これらの入口通路82は、これらの通路82に対してある角度で配置された第1の脚部86へ冷却流を供給する。
冷却回路80は、第1の脚部86と接続する横方向の脚部88と、この横方向の脚部88と接続する反対側の脚部90と、を含む。この反対側の脚部90は、プラットフォーム14の端縁92に沿って所望の距離延ばすことができる。複数のリターン脚部94が、負圧面側の本体コア98に沿って冷却流を戻すために、反対側の脚部90と連通する。戻された冷却空気は、エアフォイル部分12の一部を冷却するために使用することもできる。
上述したことから理解できるように、内部の冷却回路80は、プラットフォーム14を効果的に冷却することができる。冷却回路80は、特定の配置を有するように記載され図面に示されているが、あらゆる所望の配置も可能である。熱吸収を増加させるために、冷却回路80の種々の場所に、複数のペデスタル構造(図示せず)を備えることができる。
内部冷却回路80は、所望の冷却回路80の形状の耐火性金属コアを用いることによって形成することができる。この耐火性金属コアは、モリブデンまたはモリブデン合金などの当分野で周知の適宜な耐火性金属から形成することができる。耐火性金属コアは、タービンエンジンコンポーネント10およびプラットフォーム14を形成するのに用いられる金型(ダイ)内に配置され、ワックスパターン(図示せず)によって所定位置に保持される。そして、ニッケル基超合金などの溶融金属がダイ内に注入される。溶融金属が固化し、エアフォイル部分12の外表面と、プラットフォーム14の外表面100,102と、取付部分16と、を含むタービンエンジンコンポーネント10が形成された後に、冷却回路80を形成するために使用された耐火性金属コアは、当分野の適宜の技術を用いて除去され、従って、内部の冷却回路80が残る。
一般的に、負圧面側の本体コアは、負圧面側のエアフォイル部分12の冷却孔に、より低いシンク圧力(sink pressure)を供給する。結果として、プラットフォームの冷却回路80に流れが生じるように、正圧面側の供給路と負圧面側の出口との間に自然な圧力の勾配がある。
12…エアフォイル部分
19…根部
21…ブレード先端部
50…耐火性金属コア
52…シリカ本体コア
53…供給キャビティ
54…エアフォイルの壁の厚さ
56…側壁
57…縦方向の軸
58…端部
19…根部
21…ブレード先端部
50…耐火性金属コア
52…シリカ本体コア
53…供給キャビティ
54…エアフォイルの壁の厚さ
56…側壁
57…縦方向の軸
58…端部
Claims (19)
- ブレード根部と、ブレード先端部と、負圧壁を形成する第1の壁と、正圧壁を形成する第2の壁と、供給キャビティと、を備えるエアフォイル部分を設計する設計ステップを有し、
上記設計ステップが、上記根部付近の位置から上記先端部付近の位置にかけて上記第1および第2の壁の厚さを増すステップを含むことを特徴とするタービンエンジンコンポーネントの設計方法。 - 上記壁の厚さを増すステップが、エアフォイル部分の負圧側を形成する第1の壁のテーパを減少させ、かつエアフォイル部分の正圧側を形成する第2の壁のテーパを減少させることを特徴とする請求項1に記載のタービンエンジンコンポーネントの設計方法。
- 上記壁の厚さを増すステップが、上記第1および第2の壁を、ブレード先端部から根部まで実質的に一定の壁の厚さを有するように各々設計することを特徴とする請求項2に記載のタービンエンジンコンポーネントの設計方法。
- 上記壁の厚さを増すステップが、上記エアフォイル部分を、少なくとも1つの耐火性金属コアと本体コアとを収容するのに十分な実質的に一定の断面積を有するようにすることを特徴とする請求項1に記載のタービンエンジンコンポーネントの設計方法。
- 構造的および振動的な要求に適合して、鋳造時に使用されるテーパ状の本体コアを設計することをさらに含む請求項1に記載のタービンエンジンコンポーネントの設計方法。
- 根部と、先端部と、負圧壁と、正圧壁と、を備えるエアフォイル部分を備え、
上記負圧壁および上記正圧壁は、同じ厚さを有することを特徴とする小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネント。 - 上記エアフォイル部分は、縦方向の軸を有するとともに、この縦方向の軸に対して実質的に垂直な各々の側面を有する供給キャビティを備えることを特徴とする請求項6に記載の小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネント。
- 上記根部から上記先端部へとテーパ状をなす供給キャビティをさらに備えることを特徴とする請求項6に記載の小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネント。
- 上記側壁の少なくとも一方が、耐火性金属コアから形成される内部冷却回路を含むのに十分な厚さを有することを特徴とする請求項6に記載の小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネント。
- 上記エアフォイル部分が、根部側から先端部側への翼幅の10〜90%の位置で実質的に一定の断面積を有することを特徴とする請求項6に記載の小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネント。
- プラットフォームおよびこのプラットフォーム内の鋳放しの内部冷却回路をさらに含むことを特徴とする請求項6に記載の小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネント。
- 上記内部冷却回路が、正圧側内部供給路から延びる少なくとも1つの入口通路を有することを特徴とする請求項11に記載の小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネント。
- 上記内部冷却回路が、少なくとも1つの上記入口通路に対してある角度で配置された第1の脚部と、この第1の脚部と接続している横方向の脚部と、この横方向の脚部に接続している側端脚部と、負圧側の本体コアに沿って冷却用の流体を戻すためのリターン脚部と、を含むことを特徴とする請求項12に記載の小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネント。
- 外側の各々の壁と、これらの外側の壁の内側に配置された鋳放しの冷却回路と、を含むことを特徴とするタービンエンジンコンポーネントのプラットフォーム。
- 上記冷却回路が、正圧壁内部供給路から延びる少なくとも1つの上記入口通路を有することを特徴とする請求項14に記載のタービンエンジンコンポーネントのプラットフォーム。
- 上記内部冷却回路が複数の入口通路を有することを特徴とする請求項15に記載のタービンエンジンコンポーネントのプラットフォーム。
- 上記内部冷却回路が、上記少なくとも1つの入口通路に対してある角度で配置された第1の脚部と、この第1の脚部と接続する横方向の脚部と、この横方向の脚部と接続する側端脚部と、を含むことを特徴とする請求項14に記載のタービンエンジンコンポーネントのプラットフォーム。
- 上記内部冷却回路が、負圧側の本体コアに沿って、冷却用流体を戻すための少なくとも1つのリターン脚部をさらに有することを特徴とする請求項17に記載のタービンエンジンコンポーネントのプラットフォーム。
- 上記内部冷却回路が、複数の上記リターン脚部を有することを特徴とする請求項18に記載のタービンエンジンコンポーネントのプラットフォーム。
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