JP2008051097A - フレア先端式タービンブレード - Google Patents

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Abstract

【課題】タービンブレードを提供する。
【解決手段】 本タービンブレード(10)は、翼形部(12)と、翼形部の根元におけるプラットフォーム(14)と、支持ダブテール(16)とを含む。翼形部(12)は、前縁及び後縁(24、26)間で翼弦にわたって延びかつ根元(28)から先端(30)まで翼長にわたって延びる対向する正圧及び負圧側面(20、22)を有する。先端(30)は、それぞれ前記正圧及び負圧側面(20、22)と一致しかつ前縁及び後縁(24、26)間で翼厚方向に間隔を置いて配置されて前記翼形部(12)を囲むフロア(42)を有する先端空洞(40)を形成した第1及び第2のリブ(36、38)を含む。第2のリブ(38)は、負圧側面(22)から側方外向きに広がった外表面フレア(44)を含む。
【選択図】 図1

Description

本発明は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジン内のタービンブレードに関する。
ガスタービンエンジンでは、空気が、圧縮機内で加圧されかつ燃料と混合されて、燃焼器内で燃焼ガスを発生するようにする。様々なタービン段により、燃焼ガスからエネルギーを抽出して、エンジンを駆動しかつ仕事を行う。
高圧タービン(HPT)は、燃焼器の直ぐ下流に続きかつ最も高温の燃焼ガスからエネルギーを抽出して、1つの駆動シャフトによって上流の圧縮機を駆動する。低圧タービン(LPT)は、HPTに続きかつ燃焼ガスから付加的なエネルギーを抽出して、もう1つの駆動シャフトを駆動するようにする。LPTは、ターボファン式航空機エンジン用途では上流ファンを駆動するか、又は船舶及び産業用途では外部シャフトを駆動する。
最新式ガスタービンエンジンでは、エンジン効率及び燃料消費率(SPC)は、最重要の設計目標である。様々なタービンロータブレード及びそれらに対応するノズルベーンは、それらの表面上における速度及び圧力分布を制御して空気力学的効率を最大にするように精密に構成された空気力学的表面を有する。
ブレード及びベーンの対応する翼形部は、対向する前縁及び後縁間で翼弦にわたって軸方向に延びるほぼ凹面形の正圧側面及びほぼ凸面形の負圧側面を有する。翼形部は、その半径断面が三日月形輪郭を有しており、前縁から最大幅領域までその幅が急激に増大し、次いで後縁までその幅が徐々に減少する。
翼形部の円周方向又は翼厚方向に対向する側面はまた、根元から先端まで翼長にわたって半径方向に延びる。翼形部は一般的に、内部冷却回路を備えた状態で超合金金属を鋳造することによって形成された薄い側壁を有し、内部冷却回路は、その全てが運転時に効率を最大にしながら翼形部を有効に冷却するように特別に調製された様々な実施形態を有する。
しかしながら、タービン翼形部の空気力学的設計は、それらの完全列内における個々の翼形部の3次元(3D)構成及び運転時に翼形部間に送られる燃焼ガスの対応する複雑な流れストリームを考慮すると著しく複雑である。この設計及び環境の複雑さに加わるのは、運転時に周囲の固定シュラウド内側で高速度で回転するタービンブレードの半径方向外側先端の周りの特殊な流れ場である。
ブレード先端とタービンシュラウドとの間の作動間隙又はギャップは、それを通しての燃焼ガス流の漏洩を最少にしながら、同時に回転先端と固定シュラウドとの間の望ましくない摩擦を生じない状態でブレード及びシュラウドの熱膨張及び収縮を可能にするように実施可能な限り小さくすべきである。
運転時に、タービン列内のブレードは、翼形部負圧側壁が対向する翼形部正圧側壁に先行した状態で回転するように支持ロータディスクを駆動する。翼形部は一般的に、ロータディスクの周囲から半径方向に根元から先端まで捻じれており、前縁は、エンジン軸方向中心軸線に対して上流方向に斜めに面して、協働するノズルベーンの斜めの吐出旋回角度と一致している。燃焼ガスは、ほぼ軸方向下流方向に流れ、円周方向又は接線方向成分は、始めに1つの流れ方向で翼形部前縁に接触し、その後翼形部後縁を越えて異なる流れ方向に翼形部から出る。
翼形部の正圧及び負圧側面は、それらの間の差圧及び高温燃焼ガスからのエネルギー抽出を最大にするような対応する異なる3D輪郭を有する。凹面形正圧側面及び凸面形負圧側面は、前縁及び後縁間でまた根元から先端まで対応して変化するそれらの上の異なる速度及び圧力分布を生じる。しかしながら、必要な先端間隙内で翼形部先端を越えて漏洩する燃焼ガスは、たとえあったとしても、殆ど有用な仕事を行なわない。
タービンブレードの設計をさらに複雑にするのは、露出したブレード先端であり、これらのブレード先端は、運転時にそれを越えて漏洩する燃焼ガスに浸されるから、タービンブレードの長い有効寿命を保証するために、運転時にそれらを適切に冷却することを必要とする。
最新式のタービンブレード設計では一般的に、前縁から後縁までの翼形部正圧及び負圧側面の小さな半径方向延長部であるスキーラ先端リブが組み込まれている。先端リブは一般的に、その断面が矩形であり、翼厚方向又は円周方向に間隔を置いて配置されて翼形部の上方に開放先端空洞を形成し、開放先端空洞は、一般的に中空の翼形部及びその中の内部冷却回路を囲む一体形の先端フロアを有する。
小さな先端リブは、先端摩擦を生じた場合に先端フロア及び内部冷却回路を望ましくない損傷から保護する犠牲材料を形成する。先端リブは、タービン効率、流れ漏洩及び先端冷却に影響を与える局所的二次的流れ場を導入して燃焼ガス流れ場の複雑さを増大させる。
燃焼ガスの主な流れ方向は、隣接するブレード間に形成された流路内における軸方向下流方向である。軸方向流れストリームはまた、各翼形部の根元から先端まで半径方向に沿って変化する。また、これらの軸方向及び半径方向流れ変化はさらに、各翼形部の正圧及び負圧側面間で燃焼ガスが漏洩する翼形部先端上で複合される。
従って、先行技術では、タービン効率、先端漏洩及び先端冷却を含む様々な問題及び性能に関する懸案事項に対処するタービンブレード先端の様々な構成が知られている。これら3つの重要な問題点は、少なくとも部分的に相互依存しているが、翼形部先端と前縁及び後縁間とにおける異なる正圧及び負圧側面上の複雑な3D流れ場は、その評価を極めて複雑なものにする。
しかしながら、最新式の計算流体力学(CFD)は、ガスタービンエンジン内の複雑な3D流れストリームを数学的に解析する能力を改善する強力なソフトウェアを含んでおり、またそれによってタービンブレード設計における更なる改善を達成することができるメカニズムを提供する。
米国特許第3,635,585号公報 米国特許第3,781,129号公報 米国特許第4,010,531号公報 米国特許第4,142,824号公報 米国特許第4,390,320号公報 米国特許第4,424,001号公報 米国特許第4,606,701号公報 米国特許第4,893,987号公報 米国特許第4,940,388号公報 米国特許第4,893,987号公報 米国特許第4,992,025号公報 米国特許第5,261,789号公報 米国特許第5,282,721号公報 米国特許第5,476,364号公報 米国特許第5,503,527号公報 米国特許第5,660,523号公報 米国特許第5,564,902号公報 米国特許第5,660,523号公報 米国特許第5,720,431号公報 米国特許第6,039,531号公報 米国特許第6,059,530号公報 米国特許第6,086,328号公報 米国特許第6,164,914号公報 米国特許第6,224,336号公報 米国特許第6,527,514号公報 米国特許第6,554,575号公報 米国特許第6,595,749号公報 米国特許第6,672,829号公報 米国特許第6,790,005号公報 Mischo, B., "Flow Physics and Profiling of Recessed Blade Tips: Impact on Performance and Heat load," ASME GT2006-91074, May 8-11, 2006, pp: 1-11 U.S. Patent application No. 11/162433, "Turbine Airfoil with Curved Squealer Tip," filed 09/09/2005, M.E. Stegemiller et al, [GE Docket 179740] U.S. Patent application No. 11/162434, "Turbine Airfoil Curved Squealer Tip with Tip Shelf," filed 09/09/2005, M.E. Stegemiller et al, [GE Docket 187352]
例えば、先端流れ漏洩を減少させること、タービン効率を増大させること、先端冷却を改善すること、又はこれらの因子のあらゆる組合せによって、タービンブレード先端設計を別個に又は合わせてかのいずれかで改善することが望ましい。
本タービンブレードは、先端で終端する翼形部を含む。先端は、翼形部の凹面形正圧側面と一致した第1のリブと、翼形部の凸面形負圧側面と一致した第2のリブとを含む。第2のリブは、負圧側面から外向きにフレアしている。
好ましくかつ例示的な実施形態により、本発明をその更なる目的及び利点と共に、添付図面に関して行う以下の詳細な記載において一層具体的に説明する。
図1は、ガスタービンエンジンのHPT内で使用する例示的な第1段タービンロータブレード10を示している。ブレードは一般的に、超合金金属で鋳造され、翼形部12と、その根元のプラットフォーム14と、支持ダブテール16とを一体形の単一部品組立体として有する。
ダブテール16は、図1に示す軸方向挿入式ダブテールのようなあらゆる従来型の形態を有することができ、軸方向挿入式ダブテールは、支持ロータディスク(図示せず)の周辺の対応するダブテールスロット内にブレードを取付ける。ディスクは、互いに円周方向に間隔を置いて配置されたブレードの完全な列を保持して、ブレード間にブレード間流路を形成する。
運転時に、燃焼ガス18が、エンジン(図示せず)の燃焼器内で発生され、対応するタービンブレード10上を通って適切に下流方向に送られ、これらのタービンブレード10が、燃焼ガスからエネルギーを抽出して支持ロータディスクを駆動するようにする。個々のプラットフォーム14は、燃焼ガスに対する半径方向内側境界を形成し、またタービンブレードの完全列として隣り合うプラットフォームと隣接する。
図1及び図2に示す翼形部12は、対向する前縁及び後縁24、26間で翼弦にわたって軸方向に延びる円周方向又は翼厚方向に対向する正圧及び負圧側面20、22を含み、かつ翼形部根元28から翼長にわたって半径方向に延びて、半径方向外側先端キャップ又は先端30で終端する。翼形部正圧側面20は、前縁及び後縁間でほぼ凹面形であり、前縁及び後縁間でほぼ凸面形の翼形部負圧側面22と補完し合う。
翼形部の正圧及び負圧側面20、22の外部表面は、運転時にそれらの上に燃焼ガスの対応する速度及び圧力分布を生じて、燃焼ガスからのエネルギー抽出を最大にするように従来通りに構成された一般的な三日月形形状又は輪郭を有する。
翼形部12は一般的に、中空であり、内部冷却回路32を含み、この内部冷却回路は、前縁の後方及び後縁の前方の対応する流れ通路内で終端する図示した2つの3経路蛇行回路のようなあらゆる従来型の構成を有することができる。冷却回路は、プラットフォーム及びダブテールを貫通して延び、あらゆる従来型の方式でエンジンの圧縮機(図示せず)から加圧冷却空気34を受けるようになった対応する入口をダブテールの基部内に有する。
このようにして、ブレードは、根元から先端までかつ前縁及び後縁間で、内部冷却空気によって内部冷却され、内部冷却空気は次に、様々な従来型の寸法及び形状のフィルム冷却孔の列で薄い翼形部側壁を通して放出することができる。
翼形部の前縁は一般的に、最も高温の流入燃焼ガスに曝されるので、いずれかの適切な方式で、その専用の冷却が行われる。また、翼形部の薄い後縁領域は一般的に、使用済み冷却空気の一部分を放出するための正圧側面後縁冷却スロットの列を含む。
上述したように、先ず始めに図1に示したタービン翼形部12は、正確に構成した3D外部輪郭を有し、この外部輪郭は、燃焼ガス18が前縁24から後縁26まで軸方向下流方向に流れる時に、それに応じて燃焼ガスの速度及び圧力分布に影響を与える。ブレードは、支持ディスクの周辺に取り付けられかつ運転時に回転し、それによって、一般的には燃焼ガスが翼形部の翼長に沿って半径方向外向きに移動する二次的流れ場を燃焼ガス内に発生させる。
さらに、翼形部の正圧側面20に作用する燃焼ガスの相対圧力は、翼形部の負圧側面に沿った圧力よりも高く、また運転時におけるブレードの対応する回転と共に、運転時に燃焼ガスが半径方向上向きに、また露出した翼形部先端30を越えて流れる時に、燃焼ガスの流れ場内に二次的又は三次的影響をさらに導入する。
上述したタービンロータブレードは、例えばHPTの第1段を含むガスタービンエンジン内で使用する、その構成及び作動が従来型のものとすることができる。従来型のブレードは次に、翼形部先端において以下に述べるように変更して、それぞれ翼形部正圧及び負圧側面つまり側壁20、22の半径方向の一体形延長部でありかつ輪郭又は曲率がそれらと一致した第1及び第2のスキーラ先端リブ36、38を含むようにすることができる。
第1のつまり正圧側リブ36は、翼形部の凹面形正圧側面20の形状又は輪郭と翼弦方向に一致し、またそれに対応して、第2のつまり負圧側リブ38は、翼形部の凸面形負圧側面22とその翼弦方向輪郭が一致する。
図1及び図3に最もよく示すように、2つのリブ36、38は、翼形部前縁及び後縁24、26間で翼厚方向に間隔を置いて配置されて、翼形部の半径方向外側先端に開放又は露出した先端空洞40を形成する。2つのリブ36、38は、翼形部前縁24及び比較的薄い翼形部後縁26において互いに接合されて先端空洞40の全周辺境界を形成する。
先端空洞は、翼形部の対向する正圧及び負圧側壁を橋絡して翼形部の外側端部及び内部冷却回路32を囲む先端フロア42を含む。先端フロア42は一般的に、無孔であるが、あらゆる従来型の方式で内部冷却回路から使用済み空気の幾らかを放出するための小さな冷却孔又はダスト孔(図示せず)を有することができる。
上に述べたように、2つのリブ36、38は、翼形部の対応する正圧及び負圧側壁の短い半径方向延長部を形成し、またタービンブレードの性能及び寿命を改善するための陥凹先端空洞を導入する。小さなリブは、タービンにおいて時折り起こる先端摩擦に適応し、先端摩擦から内部冷却回路32を保護することができる。しかしながら、先端空洞はまた、運転時に燃焼ガスがブレードの正圧及び負圧側面間で先端を越えて漏洩する時に、燃焼ガスがその上を流れる局所的領域を形成する。
先ず始めに図1〜図3に示したタービンの性能をさらに改善するために、第2のつまり負圧側のリブ38は、翼形部負圧側面外部表面から半径方向外向きにかつ側方に選択的に広がって(フレアして)、翼形部負圧側面の上方に小さな張出し部を形成する。具体的には、第2のリブ38は、その一般的な矩形状構成から、一般的な弓形フィレットの例示的な構成の外部つまり外側表面フレア44を含むように変更することができる。負圧側面フレア44は、図4においては翼厚方向断面で示しており、翼形部負圧側面22から半径方向外向き方向に第2の先端リブ38の外側表面まで側方外向きに広がる。
図2は、翼形部の例示的な半径断面及びその一般的な三日月形輪郭を示しており、この三日月形輪郭は、燃焼ガスからエネルギーを抽出するように必要に応じて翼形部の根元から先端まで適切に変化する。様々な半径断面に共通しているのは、翼形部の翼厚方向幅Wが前縁24から後方に翼形部の翼弦中央の直前にある最大幅の隆起部位置まで急速に増大し、次に翼形部は、細いつまり薄い後縁26まで徐々にその幅が減少することである。負圧側面フレア44は、翼形部先端において前縁24及び最大翼形部幅間で連続的な張出し部として翼弦方向後方に延びるのが好ましい。
翼形部負圧側面上において、フレア44は、翼形部前縁24で始まりかつ該翼形部前縁24から延び、第2のリブ38と連続して該第2のリブ38に沿って後縁に向かって下流方向に延びる。
フレア44は、図2及び図3に示すように、第2のリブ38に沿って連続して、先端30における翼形部最大幅付近で終端する。フレアは、先端最大幅の手前で終端することができ、或いは先端最大幅の位置において終端することができ、或いは図2に示す例示的な実施形態では、先端最大幅の僅かに後方まで延びることができる。負圧側面の第2のリブ38上のフレア44の翼弦方向の範囲は、特定のタービンブレード設計及び翼形部先端上における燃焼ガス流れ場に応じて変化することになる。
第2のリブ38自体は、前縁24から該第2のリブ38が第1のリブ36と接合する後縁26まで延びるが、フレア44は、先端における翼形部最大幅の直ぐ後方でなくなって翼形部負圧側面22に滑らかに接続しかつ終端する。例えば、フレア付きの第2のリブ38は、前縁及び後縁間での翼形部の翼弦方向長さの約10%〜30%だけ後方に延びることができる。負圧側面の後端部にわたる残りの70%〜90%の翼弦方向長さは、フレアなしとし、終端したフレア44から後方の第2のリブ38の全外表面にわたって、負圧側面22の外部表面と同一平面として連続するようにすることができる。
図1〜図3は、燃焼ガス18が翼形部の前縁24の周りで分割されて、翼形部の対向する側面に沿って後方へ移動する時の燃焼ガス18の例示的な流線を示している。先端付近の翼形部前縁に沿った入射ガス流線は、側方に広がり、第1及び第2のリブ36、38の対応する前方部分上で半径方向外向きに流れる。
従って、負圧側の第2のリブ38上にフレア44を導入することによって、局所的流線の自由流れに抗して付加的張出し制限が加えられる。図4は、先端におけるその最大幅付近での翼形部の翼厚方向断面を示しており、先端は、部分的に示した周囲のタービンシュラウド46の半径方向内側に取り付けられる。翼形部は、その半径方向翼長が、シュラウド46の内側表面に密接に近接して先端30を位置させてそれらの間に小さな間隙つまり半径方向ギャップが形成されるような寸法にされ、運転時に燃焼ガスの幾らかがこの半径方向ギャップを通して漏洩することになる。
翼形部の負圧側面に沿ったフレア付きの第2のリブ38は、図3及び図4に概略的に示すように、燃焼ガスが翼形部の前縁領域上で半径方向外向きに流れる時に、燃焼ガスに対する有効な流れ制限を導入する。
前縁24の周りのフレア付きの第2のリブの性能を補完するために、図1〜図4に示す正圧側の第1のリブ36は、フレア付きの第2のリブに対応して、前縁24の周りで正圧側面20から外向きにフレアさせることができ、また前縁24においてフレア付きの第2のリブ38と一体形に接合される。図2及び図4に示すように、第1のリブ36の外部表面は、翼形部前縁の周りに対応する正圧側張出し部を形成するための対応するフレア44を含む。
図3及び図4は、フレア付きの第1及び第2のリブ36、38が、翼形部先端において翼形部の前縁の周りでいかにして連続的に延び、また燃焼ガスが翼形部先端を越えてかつシュラウド−翼形部間隙を通って流れる時に軸方向下流方向への燃焼ガス流に対していかにして対応する抵抗をもたらすかを概略的に示している。
図1〜図3に示すようなフレア付きの第1のリブ36は、後縁26付近でなくなって翼形部正圧側面20に滑らかに接続しかつ終端するのが好ましく、従って第1のリブ36よりも十分に上流側で終端した対向する負圧側のフレア付きの第2のリブ38よりもその範囲が実質的に長い。
張出しフレア44の幅又は範囲は、翼形部負圧及び正圧側面の変化する外形にわたって必要に応じて変化させることができる。例えば、負圧側フレア44の幅は、翼形部前縁24の周りで負圧側面とのその終端部から前方にその開始位置まで実質的に一定とすることができる。
前縁の周りにおけるフレアの幅は次に、入射燃焼ガスのよどみ点における最高温ガスが前縁に直接当たるのを回避するために、図2に示すように前縁の直ぐ後方の正圧側の最大幅まで増大させることができる。正圧側フレア44は次に、該正圧側フレア44が正圧側面20の半径方向直線輪郭と滑らかに接続する後縁付近におけるその終端部まで後方に実質的に一定の幅を有することができる。
図1〜図3に示す対向する正圧及び負圧側面20、22間の異なる圧力分布によって、燃焼ガス流漏洩の主たる方向は、前縁及び後縁間における正圧側面の全範囲にわたってであり、翼形部負圧側面(側面2)の比較的平坦な後方セクションにわたって流出する。
図5は、図4に示す翼形部の広い前方セクションの幅よりも小さな幅へと先細になった翼形部の細い後方部分の翼厚方向の半径方向断面を示している。翼形部の細い後方領域における主たる漏洩方向は、正圧側面から負圧側面への翼形部先端を超える方向であり、正圧側フレア44は、先端ギャップを超える流れ漏洩に抵抗するか又はこれを減少させる。
しかしながら、図1〜図3に示す翼形部前縁24における燃焼ガス流線の主たる方向は、前縁に対して垂直であり、ガスは、翼形部の前方部分上を平行に後方に流れる。図3及び4に示す逆方向フレア付きの第1及び第2のリブ36、38は、前縁の周り及び先端ギャップ内への燃焼ガスの自由な流れを妨げるか又はそれに抵抗する。
図3は、翼形部先端周りでの分割入射流は次に、対向するリブを越えてかつ開放先端空洞40内に流入して、空洞内で後縁26に向って後方に流れることになる。先端空洞40は、2つのリブの間で後方に収束し、この2つのリブは、先端ガスを後方に案内して、第2のリブ38の後方部分及び対応する負圧側面22を越えて放出させる。
図4及び図5に示すフレア付きの第1及び第2のリブ36、38は、上述のように翼形部先端の周りに流れ抵抗張出し部を選択的に形成するのに適した形態を有することができる。フレア44は、翼形部の対向する側面から側方外向きにかつ好ましくは先端フロア42の上方に広がるのが好ましい。
フレア44は、対向する正圧及び負圧側面20、22の空気力学的外形内に局所的中断を導入するので、それらの寸法は、フレア自体に起因したタービン効率の低下なしで先端漏洩に抵抗するのに可能な限り小さくするか又は実施可能なだけ小さくすべきである。
フレア44は、翼形部の対向する側壁から外向きに凹面形であり、図4及び図5に示す翼厚方向の半径方向断面においてこれらの側壁と接線方向に滑らかに接続されるのが好ましい。凹面形フレア44は、翼厚方向断面が正圧及び負圧側面から弓形であるのが好ましくまた典型的なフィレットの形態として円弧とすることができ、或いは所望に応じて複合曲率を有することもできまた可能であれば断面が直線状となるようにすることもできる。
図3〜図5は、2つのリブ36、38が共通の先端フロア42から実質的に等しい高さ又は立上りを有し、先端空洞40の全周辺の周りで半径方向に同一平面上にある立上り又は翼長方向スパンとして終端する。このようにして、2つのリブ36、38は、周囲の先端シュラウド46との間に実質的に均一な半径方向ギャップを形成する。また、2つのリブは、図1に示すような前縁24の両側で、先端空洞40の開口又は入口から局所的に側方外向きに広がり、そこから後方に延び、かつ上述のように終端する。
例えば図4に示すフレア付きリブ36、38自体は、翼形部先端のそれぞれの正圧及び負圧側面20、22から張り出した比較的鋭いコーナ部として半径方向に終端している。従って、フレア付きリブは、運転時に燃焼ガスによって加熱され、いずれかの従来型の方式で冷却することができる。
例えば、先端フロア42を貫通して様々な冷却孔(図示せず)を設けて、内部冷却回路32から先端空洞40内に使用済み冷却空気を放出して2つのリブの内表面を冷却するようにすることができる。また、フレアの直ぐ下方で側壁20、22を貫通してフィルム冷却孔を設けて、フレアを外部フィルム冷却するようにすることができる。
2つのリブの内表面は、2つの側壁20、22の内側表面の半径方向直線延長部とすることができ、その場合には、フレア44は、ブレードに付加的質量を加えることになる。
しかしながら、2つのリブ36、38の内表面は、各リブ36、38の厚さを実質的に一定に維持しかつフレアによる追加重量を排除すると共にそれに対応してフレアが半径方向外向きに発散した時に先端空洞40の寸法を増大させるような、図4に点線で示した凸面形フレアを有することができる。
上に開示したタービンブレードの例示的な設計に対して、CFD解析を行った。ベースラインブレード(図示せず)は、フレアがない状態であり、一般的な矩形状断面の正圧及び負圧側先端リブを有する。解析は、前縁24及び後縁26間での正圧側フレア44のみの導入は、タービンブレードの空気力学的効率を大きく改善すると共に、翼形部先端を越える燃焼ガスの漏洩を大きく減少させることもできることを示している。
解析はまた、負圧側フレア44の導入は、ブレードの効率を必ずしもさらに増大させることはないが、それにも拘わらず翼形部先端を越える燃焼ガスの漏洩を極めて大きくさらに減少させることができることを予測している。
従って、上記のように選択的に設置した負圧側フレア44の導入は、空気力学的効率に対する何らの影響もなく運転時に翼形部先端漏洩を大きく減少させかつタービン効率に悪影響を及ぼすことは全くない能力を有する。
上述したように、タービン効率、先端漏洩及び先端冷却は、ガスタービンにおける重要な設計目標であり、複雑な3D流れ場に従って相互依存する可能性がある。解析は、上述した正圧及び負圧側フレアが翼形部の対向する側面に対して異なって機能することを確認している。正圧側先端フレアは、タービン効率を実質的に増大させると共に、二次的に先端漏洩を減少させるのに有効である。
これと対照的に、負圧側先端フレアは、もしあったとしても効率に対しては殆ど影響を及ぼすことなく、入射燃焼流線に対するその局所的影響により先端漏洩を減少させるのに有効である。
従って、別の実施形態では、負圧側先端フレアは、正圧側フレアとは独立してまた正圧側フレアがない状態で使用することができる。また、いずれかの側のフレアは、必要に応じてその他の特徴部と共に使用して、HPTロータブレードの性能を改善するようにすることができる。
本明細書では本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、当業者には本明細書の教示から本発明のその他の変更形態が明らかになる筈であり、従って、全てのそのような変更形態が本発明の技術思想及び技術的範囲内に含まれるものとして特許請求の範囲で保護されることが望まれる。
従って、本特許で保護されることを望むものは、提出した特許請求の範囲に記載しかつ特定した発明である。
例示的な第1段タービンロータブレードの部分断面斜視図。 線2−2に沿って取った、図1に示す翼形部の半径断面図。 図1に示す翼形部先端の拡大負圧側面の図。 線4−4に沿って取った、図1に示す翼形部先端の前方部分の翼厚方向半径方向断面図。 線5−5に沿って取った、図1に示す翼形部先端の後方部分の翼厚方向半径方向断面図。
符号の説明
10 ロータブレード
12 翼形部
14 プラットフォーム
16 ダブテール
18 燃焼ガス
20 正圧側面
22 負圧側面
24 前縁
26 後縁
28 翼形部根元
30 先端
32 冷却回路
34 冷却空気
36 第1の先端リブ
38 第2の先端リブ
40 先端空洞
42 先端フロア
44 フレア
46 タービンシュラウド

Claims (10)

  1. 翼形部(12)と、前記翼形部の根元におけるプラットフォーム(14)と、支持ダブテール(16)とを含み、
    前記翼形部(12)が、前縁及び後縁(24、26)間で翼弦にわたって延びかつ根元(28)から先端(30)まで翼長にわたって延びる対向する正圧及び負圧側面(20、22)を有し、
    前記先端(30)が、それぞれ前記正圧及び負圧側面(20、22)と一致しかつ前記前縁及び後縁(24、26)間で翼厚方向に間隔を置いて配置されて前記翼形部(12)を囲むフロア(42)を有する先端空洞(40)を形成した第1及び第2のリブ(36、38)を含み、
    前記第2のリブ(38)が、前記負圧側面(22)から側方外向きに広がった外表面フレア(44)を含む、
    タービンブレード(10)。
  2. 前記翼形部(12)が、前記前縁(24)から後方に最大幅までその幅が増大し、
    前記フレア(44)が、前記先端において前記前縁(24)及び最大幅間で翼弦方向に延びる、
    請求項1記載のブレード。
  3. 前記フレア(44)が、前記前縁(24)から後方に延びる、請求項2記載のブレード。
  4. 前記フレア(44)が、前記先端(30)における翼形部最大幅付近で終端する、請求項3記載のブレード。
  5. 前記フレア(44)が、前記先端フロア(42)の上方で側方外向きに広がる、請求項3記載のブレード。
  6. 前記フレア(44)が、前記負圧側面(22)から外向きに凹面形でありかつ該負圧側面(22)と滑らかに接続する、請求項5記載のブレード。
  7. 前記フレア(44)が、その翼厚方向断面が前記負圧側面(22)から弓形である、請求項5記載のブレード。
  8. 前記第1のリブ(36)が、前記前縁(24)の周りで、該前縁(24)における前記フレア形の第2のリブ(38)と一体形に前記負圧側面(22)から外向きにフレアしている、請求項5記載のブレード。
  9. 前記第1及び第2のリブ(36、38)が、前記先端空洞(40)の周りで同一平面上にありかつ前記前縁(24)の両側で該空洞(40)の開口から側方外向きにフレアしている、請求項8記載のブレード。
  10. 前記フレア形の第1のリブ(36)が、前記後縁(26)付近でなくなって前記正圧側面(20)に滑らかに接続し、
    前記フレア形の第2のリブ(38)が、前記先端(30)において翼形部最大幅の後方でなくなって前記負圧側面(22)に滑らかに接続する、
    請求項9記載のブレード。
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