JP2008032006A

JP2008032006A - 径方向に分割された蛇行微細回路

Info

Publication number: JP2008032006A
Application number: JP2007194053A
Authority: JP
Inventors: Francisco J Cunha; ジェイ．クンハフランシスコ
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 2006-07-28
Filing date: 2007-07-26
Publication date: 2008-02-14
Also published as: EP1882816A3; EP1882816B1; US7686582B2; EP1882816A2; US20090238694A1

Abstract

【課題】局所的な熱負荷領域に対処できるように、周縁部微細回路を調整する。
【解決手段】タービンブレードなどタービンエンジン構成要素は、エアフォイル中心線、正圧面、および負圧面を有する、エアフォイル部を備える。エアフォイル部の正圧面上の第１の領域は、正圧面を形成する壁部内に埋め込まれた、冷却用微細回路の第１のアレイを有する。正圧面上の第２の領域は、壁部内に埋め込まれた冷却用微細回路の第２のアレイを有する。第１の領域は、中心線の第１の側に配置され、第２の領域は、中心線の第２の側に配置される。
【選択図】図７

Description

本発明は、エアフォイル部を冷却するための改良された機構を有するタービンエンジンの構成要素に関する。

全冷却有効度（ｏｖｅｒａｌｌｃｏｏｌｉｎｇｅｆｆｅｃｔｉｖｅｎｅｓｓ）は、特定の設計に関する冷却特性を定めるために使用する尺度である。到達し得ない理想上の目標値は１であり、この場合、金属温度がエアフォイル内部の冷媒温度と同じになることを意味する。この反対が起きることもあり、その場合に冷却有効度は０であり、金属温度がガス温度と同じになることを意味する。その場合に、ブレード材料は確実に溶融し、焼損する。一般的に、既存の冷却技術では、冷却有効度を０．５〜０．６にすることができる。過冷却などのさらに進んだ技術では、０．６〜０．７になると考えられる。現在の最も進んだ冷却技術である微細回路冷却を行うと、０．７より高い冷却有効度を得ることができる。

図１は、冷却有効度（ｘ軸）対フィルム有効度（ｙ軸）についての耐久性を、様々な対流効率の線ごとに示している。図２Ａ〜図２Ｃに示される新しく進歩した蛇行微細回路についての点１０が、図にプロットされている。この蛇行微細回路は、エアフォイル壁部２４および２６内に埋め込まれた正圧面蛇行回路２０および負圧面蛇行回路２２からなる。

以下の表１は、耐久性の図に設計点をプロットするために使用された動作パラメータを示す。

この表から、０．２９６のフィルム有効度および０．５７３の対流効率（または熱吸収能力）に対して、全冷却有効度が０．７１７であることに留意されたい。また、この冷却用微細回路を有するタービンブレードに対応する冷却流が、エンジン流の３．５％であることにも留意されたい。図３は、エアフォイル壁部内に埋め込まれた図２Ａ〜図２Ｃの蛇行微細回路を有するタービンブレードの冷却流分布を示す。

ここで、周縁部微細回路設計を用いることで効率的に対処され得る場の問題が存在する。そのような場の問題の１つを、図４Ａおよび図４Ｂに示す。図４Ａでは、ガス流が方向または移動を変化させる４つの異なる領域、すなわち先端領域、２つの中間領域、および根元領域を、エアフォイルの外面付近のガス経路の流線が表している。先端領域と上方中間領域との間で、流れは（１つまたは複数の）擬の停滞点（ｐｓｅｕｄｏｓｔａｇｎａｔｉｏｎｐｏｉｎｔ（ｓ））を通って移行する。外部ガスの運動量（ｍｏｍｅｎｔｕｍ）は、部品に局所的な熱負荷を与えながら、減速すると考えられる。これは、エアフォイルの表面で腐食および酸化の傾向が増える領域があることから自明である。図４Ｂを重ね合わせると、擬の停滞領域と、部品表面でのブレードストレス（ｂｌａｄｅｄｉｓｔｒｅｓｓ）との間で、局所的な一致を示す。中間領域では、上方および下方領域が互いに収束するが、流線間の間隔が狭くなっても、流れは加速するように思われ、擬の停滞領域は存在しない。先端〜中間領域と同じ現象が、中間〜根元領域の移行領域で緩やかに現れ始めているように見える。

したがって、これらの局所的な熱負荷領域に対処できるように、周縁部微細回路を調整する必要がある。

本発明によれば、改善された冷却部を備えるタービンエンジン構成要素が提供される。タービンエンジン構成要素は、概して、エアフォイル中心線、正圧面および負圧面を有するエアフォイル部と、正圧面を形成する壁部内に埋め込まれた冷却用微細回路の第１のアレイを有する正圧面側の第１の領域と、壁部内に埋め込まれた冷却用微細回路の第２のアレイを有する正圧面側の第２の領域と、を備え、第１の領域が、中心線に対して第１の側に配置され、第２の領域が中心線に対して第２の側に配置される。

本発明による径方向に分割された蛇行微細回路の他の詳細および他の目的および利点は、以下の詳細な記述と、同様の参照番号が同様の要素を示す添付の図面により説明される。

本発明は、タービンブレードなどのタービンエンジン部品のエアフォイル部内で、蛇行した微細回路の使用に関する問題のいくつかを解決する。例えば、周縁部の蛇行冷却用微細回路内で使用されるチャネルの熱伝達は、チャネルへの入口が、チャネル内の流れの方向に対して９０°の角度である場合に、優れたものとなることが見出されている。そのような入口を使用する場合、改善された熱伝達を必要とする領域に可能な限り対処するために、ストレス領域付近に入口を配置することが望ましい。また、直線状の入口を有する微細回路パネルを１つだけ使用する代わりに、９０°に曲がる２つの入口を有する２つの微細回路パネルを、径方向に配置することが有利であることが見出されている。径方向に配置された２つの回路が重複することにより、直線状の入口を有するパネルによって覆われた同じ領域と比較して、熱伝達が顕著に良くなる。

従来の微細回路冷却で、微細回路をエアフォイル壁部内に位置公差の範囲で埋め込んで形成することが難しい懸案の領域がある。したがって、以下のようなことのためにエアフォイル壁部内における微細回路の配置を利用することが望ましい。
（１）分かっているストレス領域を除去する。
（２）エアフォイルの形成および後続の鋳造時における微細回路の位置的な問題を軽減する。
（３）微細回路周縁部冷却の解決法（ｓｏｌｕｔｉｏｎ）を行う際に、流れを誘導するために必要なポンピング（回転力）を利用する。

次に図５から図７を参照すると、エアフォイル部１０２、プラットフォーム部１０４、および根元部１０６を有するタービンブレードなどのタービンエンジン構成要素１００が示されている。図７に見られるように、エアフォイル部１０２内に、前縁内部回路１０８および後縁回路１１０が存在する。回路１０８、１１０は、エンジン抽気などの冷却流体の源（図示せず）と連通する。各内部回路は、エアフォイル部１０２の壁部に埋め込まれた冷却用微細回路へ冷却流体を供給する複数の供給孔１１２を有する。前縁内部回路１０８は、流体通路１１６へ冷却流体を供給する複数の交差孔１１４を有する。通路１１６は、エアフォイル部１０２の前縁１２０を覆って冷却流体を流す複数の出口孔１１８を有する。後縁内部回路１１０は、通路１２４へ流体を供給する複数の交差孔１２２を備え、通路１２４は、エアフォイル部１０２の後縁１２６を冷却する複数の開口を有する。

エアフォイル部１０２は、正圧面１３０および負圧面１３２を有する。正圧面１３０を形成する壁部内の２つの領域１３４、１３６内に、一連の周縁部微細回路が埋め込まれている。領域１３４は、翼幅の５０％の位置にあるエアフォイル中心線１３８より上方に配置され、領域１３６は、エアフォイル中心線１３８より下方に配置されている。領域１３４内に、供給孔１１２の一方と連通する流体入口１４２を有する第１の流体通路１４０が配置されている。流体入口１４２は、９０°に曲がる。通路１４０から出て通路１４４へ流入した流体は、エアフォイル部１０２の先端の周囲を進み、通路１５８を通って前縁１２０の周囲へ進み、（１つまたは複数の）出口１６０を経てエアフォイル負圧面１３２上で放出される。

領域１３４内に流体入口１４６が配置され、前縁内部回路１０８からの供給入口１１２の１つと連通する。流体入口１４６は、９０°に曲がる。入口１４６から出た流体は、第１の流体通路１４８および第２の通路１５２へ供給される。各流体通路１４８、１５２は、エアフォイル部１０２の正圧面１３０を覆うフィルム冷却を供給する複数のフィルム孔１５０を有する。

また、領域１３４に流体入口１５４が配置されている。流体入口１５４は、９０°に曲がる。流体入口１５４は、冷却流体が流体入口１５４に対して垂直方向へ流れるように冷却流体を流体通路１５６へ供給する。流体通路は、エアフォイル部１０２の前縁１２０を取り囲む流体通路１５８と連通する。流体通路１５８は、エアフォイル部１０２の負圧面１３２を覆って冷却流体が流れることを可能にする１つまたは複数の出口１６０を有する。

領域１３６に、流体通路１６２および流体通路１６４が配置されている。各流体通路１６２、１６４は、後縁内部回路１１０内の入口１１２のうちの１つと連通する入口１６６から流体を受ける。入口１６６は、９０°に曲がる。流体通路１６４は、正圧面１３０を覆って冷却流体が流れることを可能にする複数のフィルム冷却孔１６８を有する。流体通路１６２は、エアフォイル部１０２の後縁１２６を覆って冷却流体が流れることを可能にする複数の出口孔１７０を有する。

領域１３６にも流体通路１７２が存在し、通路１７２と直交する流体通路１７４と連通し、さらに流体通路１７４と直交する流体通路１７６と連通する。流体通路１７６は、エアフォイル部１０２の正圧面１３０を覆って冷却流体が流れることを可能にする複数のフィルム冷却孔１７８を有する。流体通路１７２は、９０°に曲がる入口１８０と連通する。入口１８０は、後縁内部回路１１０内の供給孔１１２の１つと連通する。

本発明の１つの利点は、入口１４２、１６６、および１８０からの供給部が、内部熱伝達を大きくするために径方向に分割されていることである。さらに、エアフォイルの壁に対する冷却微細回路の位置公差を維持するために、複数の結合部１８２を設けることができる。さらに、各入口１４２、１４６、１５２、１６６、１８０は、冷却流体を各冷却用微細回路へ供給するために、９０°に曲がる。埋め込まれた壁部の微細回路によるエアフォイル部１０２の前縁１２０および後縁１２６の冷却が、外部の熱負荷から両縁を保護する。周縁部微細回路は、エアフォイル壁部への形成を容易にするためにエアフォイル部１０２の周囲で互いに結合される。したがって、後続の鋳造プロセスにおける鋳造性を向上させることができる。

タービンエンジン構成要素の冷却有効度対フィルム有効度を示すグラフ。正圧面壁部内に埋め込まれれた正圧面の冷却微細回路と、負圧面壁部内に埋め込まれた負圧面の冷却微細回路とを有する、タービンエンジン構成要素のエアフォイル部。図２Ａのエアフォイル部内で使用される、正圧面冷却用微細回路を示す概略図。図２Ａのエアフォイル部内で使用される、負圧面冷却用微細回路を示す概略図。エアフォイル壁部内に埋め込まれたサーペンタイン微細回路を有する、タービンエンジン構成要素のための冷却流分布。エアフォイル表面上の正圧面ストレスを示す概略図。擬の停滞領域とブレードストレスとの局所的な一致を示す概略図。タービンエンジン構成要素内で使用される、２つの径方向領域を有する主本体冷却回路を示す概略図。図５の線５−５および線５’−５’に沿った断面図。主本体内部冷却回路を示す概略図。

Claims

エアフォイル中心線、正圧面、および負圧面を有するエアフォイル部と、
前記正圧面を形成する壁部内に埋め込まれた冷却用微細回路の第１のアレイを有する前記正圧面側の第１の領域と、
前記壁部内に埋め込まれた冷却用微細回路の第２のアレイを有する前記正圧面側の第２の領域と、
を備え、
前記第１の領域が前記中心線に対して第１の側に配置され、前記第２の領域が前記中心線に対して第２の側に配置されるタービンエンジン構成要素。
前記エアフォイル部内に後縁内部回路をさらに備え、
前記第１のアレイが、前記中心線に対する前記第１の側に配置された第１の入口を有する第１の冷却回路を有し、前記第１の入口が、前記後縁内部回路から冷却流体を受け、
前記第２のアレイが、前記中心線に対する前記第２の側に配置された第２の入口を有する第２の冷却回路を有し、前記第２の入口が、前記後縁内部回路から冷却流体を受け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構成要素。
前記第２のアレイが、前記中心線に対する前記第２の側に配置された第３の入口を有する第３の冷却回路を有し、前記第３の入口が、前記後縁内部回路から冷却流体を受け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構成要素。
前記第１、第２、および第３の各入口が、９０°に曲がることを特徴とする、請求項３に記載のタービンエンジン構成要素。
前記後縁内部回路が、前記エアフォイル部の後縁を覆って冷却流体が流れることを可能にする手段と連通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構成要素。
前記第１の冷却回路が、第１の通路と、前記第１の通路に対してある角度をなす第２の通路とを有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構成要素。
前記第２の冷却回路が、前記エアフォイル部の翼幅に沿って方向づけられた第３の通路と、前記第３の通路に対してある角度をなす第４の通路と、前記第４の通路に対してある角度をなす第５の通路と、を有し、前記第５の通路は、前記エアフォイル部の正圧面を覆って冷却流体が流れることを可能にする複数のフィルム冷却孔を有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構成要素。
前記第３の冷却回路が、前記第３の冷却入口から冷却流体を受ける第６の通路および第７の通路を有し、前記第６の通路は、前記エアフォイル部の正圧面を覆って冷却流体が流れることを可能にする複数のフィルム冷却孔を有し、前記第７の通路は、前記エアフォイル部の後縁を覆って冷却流体が流れることを可能にする複数の出口孔を有することを特徴とする、請求項３に記載のタービンエンジン構成要素。
前縁内部回路をさらに備え、
前記第１のアレイは、前記前縁内部回路と連通する第４の流体入口を有する第４の冷却回路と、前記前縁内部回路と連通する第５の流体入口を有する第５の冷却回路を備え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構成要素。
前記第４および第５の流体入口がそれぞれ、９０°に曲がることを特徴とする、請求項９に記載のタービンエンジン構成要素。
前記第４の冷却回路が、前記第４の流体入口とそれぞれ連通する第８の通路および第９の通路を有し、前記第８および第９の通路が互いに平行であり、前記第８および第９の各通路は、前記正圧面を覆って前記冷却流体が流れることを可能にする複数のフィルム冷却孔を有することを特徴とする、請求項９に記載のタービンエンジン構成要素。
前記第５の冷却回路が、前記第５の流体入口と連通する第１０の冷却通路と、前記第１０の冷却通路と連通する第１１の冷却通路と、を有し、前記第１１の冷却通路は、前記エアフォイル部の前縁を取り囲み、前記第１１の冷却通路は、前記エアフォイル部の負圧面を覆って冷却流体が流れることを可能にする少なくとも１つの出口孔を有することを特徴とする、請求項９に記載のタービンエンジン構成要素。
前記前縁内部回路が、第１２の通路と連通し、前記第１２の通路は、前記エアフォイル部の前縁を覆って前記冷却流体が流れることを可能にする複数の開口を有することを特徴とする、請求項９に記載のタービンエンジン構成要素。
前記中心線が、前記エアフォイル部の翼幅の５０％の位置に配置され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構成要素。
前記壁部内での位置公差を改善するために、前記冷却用微細回路を互いに結合する手段をさらに備え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構成要素。
前記構成要素が、タービンブレードであ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構成要素。