JP2008157240A - 改善された冷却スロット構造を有するエーロフォイル - Google Patents

Abstract

【課題】冷却スロットを有するタービンブレードと静翼の表面に対して更に安定した冷却気流の冷却層を形成する。
【解決手段】前縁７４と、後縁７６と、第１羽根端部９４の羽根先端８１と第２羽根端部９５の羽根根元７９とを含むエーロフォイルであって、前記先端８１と根元７９は半径方向に離れており、前記前縁７４と後縁７６との間に延ばされた冷却通路９１と、前記冷却通路９１と連通し流体を収容する吸入端部と、前記後縁７６に隣接する排出端部を有する少なくとも１つの冷却スロット４５とを備え、前記少なくとも１つの冷却スロット４５に対して吸入口９６及び排出口９７が、エーロフォイル６０内の異なる半径方向位置に位置していることを特徴とするエーロフォイル６０。
【選択図】 図３

Description

本発明は、エーロフォイルの一部を冷却するための少なくとも１つのスロットを有するエーロフォイルに関する。更に詳しくは、本発明は、それぞれの冷却スロット用の吸入口と排出口が羽根の半径の長さに沿って異なる半径方向位置に位置している冷却スロットを有するエーロフォイルに関する。

ガスタービンエンジンは、タービンにより形成される流路を介して流れる高温燃焼ガス流からエネルギーを取り出す。典型的なタービンエンジンは、少なくとも１段のタービン動翼と該タービン動翼から離間する１段の静翼とを含む。各タービン段は、回転可能なハブまたはディスクのまわりにおいて周方向に離間するとともに該ハブまたはディスクから半径方向外方に延在する複数個のタービン動翼またはエーロフォイルからなって、各タービン動翼の一部分が前記流路内へと延在するとともに前記流路を通る燃焼ガス流と接触するようになっている。実際には、タービンエンジンは、多数の段の静翼および動翼からなる。

エンジン動作時においては、タービン動翼と静翼とを冷却して、高温燃焼ガスへの長時間の露出に耐える能力を高めることが必要である。動翼の冷却は、しばしば、動翼に沿って冷却フィルムを創出することによって達成される。所望の冷却フィルムを形成させるために、タービン動翼は、１列以上のフィルム穴と呼ばれる冷却空気供給穴を翼幅方向に分布させて含み、これらの穴は、動翼の表面に沿って配置される。これらのフィルム穴は、エーロフォイルの壁部を貫通して、動翼の内部を通過する冷却用流体と外部に配置される高温燃焼ガスとの間における連通を確立させる。加えて、動翼は、該動翼の後縁に沿って離間する複数個の冷却スロットを含む。これらのスロットは、動翼内に配置されるとともに、動翼後縁に沿って離間する出口開口を有する。エンジン動作時において、冷却用流体または空気は、一般にエーロフォイル圧縮機の上流の圧縮機により動翼に供給される。この冷却空気は、前記スロットを含む動翼の内側を通過して、フィルム穴および出口開口を介して動翼から流出する。冷却空気は、前記穴および冷却スロットから、一連の離散的噴流として流出する。前記スロットおよび穴から排出される空気は、動翼表面に沿って冷却フィルムを形成することを意図されている。

図２の従来式のエーロフォイルは、従来技術のタービン動翼７０の一例となっている。図２に示されているように、動翼７０は、前縁７１と後縁７２と動翼後縁に設けられる複数個の平行な冷却スロット７５とを含む。従来技術の動翼７０において、各々の冷却スロットは、それに関連ある軸方向に延在するスロット基準線８０を有する。各スロットは、入口６２と出口６３とを有する。この出口は、動翼の後縁に配置される。前記入口および出口は、軸方向に延在する動翼の長手に沿って実質的に同じ半径方向位置に配置される。簡単のために、図２において、基準線８０は、スロットの全数より少なくなっているが、基準線は、全ての冷却スロット７５に当てはまる。各々の冷却スロットは、自身のそれぞれの基準線８０に対して平行である。

フィルム冷却は、エーロフォイル表面の温度を制御する効果的な手段となるが、実際には、冷却フィルムを効果的に作り出すことは困難である。従来の平行な冷却スロット配向に付随するひとつの欠点は、動翼において冷却スロットを介した燃焼ガスの逆流が生じやすいところにある。逆流は、冷却空気の静圧が流路を通って流れる燃焼ガスの静圧以下である場合に起こる。逆流が起こると、燃焼ガスは、冷却穴を介して冷却スロット内に流れ込む。

従来の動翼における逆流の問題を克服するために、高速の冷却空気が前記スロットおよび穴から高圧で排出されて逆流が防がれている。この相対的に高圧の冷却空気は、該冷却空気がエーロフォイルの表面および縁部に効果的に密着することを妨げられる速度を有して冷却スロットから排出されてしまう原因となりうる。その結果として、所望の冷却フィルムが動翼上において形成されなくなる。逆に、冷却空気が燃焼ガス中に直接流入するとともに、該燃焼ガスに混入されてしまう。その結果として、動翼の各冷却穴または冷却スロットのすぐ下流のエーロフォイル表面部分が燃焼ガスにさらされ、かつ冷却フィルムにより保護されなくなる。加えて、各々の冷却空気噴流は、局所的に燃焼ガス流と交差するとともに、該燃焼ガス流を二分して逆方向に渦巻く１対の微小な渦にしうる。燃焼ガスは、エーロフォイルの前記露出部分に侵入して、エーロフォイルに回復不能な損傷を与えうる。高温の逆流ガスは、エーロフォイルを急速に、かつ取り返しのつかないほど損傷しうる。

したがって、エーロフォイル表面に沿った冷却フィルムの効果的な形成を促進する態様に配置される冷却スロットを有するエーロフォイルが必要とされている。

本願発明のひとつは、前縁と、後縁と、第１羽根端部の羽根先端と、第２羽根端部の羽根根元とを含むエーロフォイルであって、前記先端と根元は半径方向に離れており、前記前縁と後縁との間に延ばされた冷却通路と、前記冷却通路と連通し流体を収容する吸入端部と、前記後縁に隣接する排出端部を有する少なくとも１つの冷却スロットとを備え、前記少なくとも１つの冷却スロットに対して吸入口及び排出口が、前記エーロフォイル内の異なる半径方向位置に位置するエーロフォイルである。

このように、前記の本発明によれば、エーロフォイルの冷却の改良が達成される。この改良は、複数個の角度付き冷却スロットを介して空気流を調量することによって達成される。さらにまた、エーロフォイルに冷却スロットを穿孔する代わりに、冷却スロットをエーロフォイル内に鋳造して、以って製造費用を削減し、かつ冷却スロットの創出時における有利な可変性を高めることができる。

本明細書の締めくくりとして特許請求の範囲に特に本発明が示されるとともに弁別的に記載されているが、本明細書に示される実施例は、同様の参照符号により同様の要素が識別されている添付図面とともに以下の説明を読むことによって、よりよく理解されよう。

図１は、例証的なガスタービンエンジン１０の略図である。エンジン１０は、ファン組立体１２とコア・エンジン１３と高圧圧縮機１４と燃焼器１６とを含む。エンジン１０は、さらにまた、高圧タービン１８と低圧タービン２０とブースター２２とを含む。ファン組立体１２は、回転翼円板２６から半径方向外方に延在する配列状のファン羽根２４を含む。エンジン１０は、空気がそれを介して流入する吸気側２７と、空気がそれを介して該エンジンから流出する排気側２９とを有する。ひとつの実施例において、ガスタービンエンジンは、オハイオ州シンシナティのゼネラル・エレクトリック社（General Electric Company）から入手可能であるＧＥ９０−１１５Ｂである。ファン組立体１２とタービン２０とは、軸３１により結合される。圧縮機１４とタービン１８とは、軸３３により結合される。

動作時において、空気は、ファン組立体１２を通って軸方向に、エンジン１０を通って延在する中心軸３４に対して実質的に平行をなす方向に流れる。圧縮空気は、主として燃焼器１６に高圧圧縮機１４により供給される。ほとんどの高圧圧縮空気は、燃焼器１６に送られる。燃焼器１６からの空気流（図１には図示せず）は、タービン１８および２０を駆動し、タービン２０は、軸３１を介してファン１２を駆動する。高圧タービン１８は、配列状の動翼６０を含む。

動翼またはエーロフォイル６０が、図３により詳細に示されている。このエーロフォイルは、さらにまた、静翼であってもよい。エーロフォイル６０は、前縁７４と該前縁の反対側の後縁７６とを含む。この動翼は、さらにまた、半径方向に互いに反対側の羽根先端部８１と羽根根元部７９とを含む。この先端部と根元部とは、半径方向に延在する距離によって分離される。前記動翼は、前記根元部においてロータ（図示せず）と結合される。流路に沿ってガスタービンエンジンを通って流れる空気は、前縁７４から後縁７６まで軸方向に前記動翼６０を横切って流れる。圧縮冷却空気は、前記動翼内にエーロフォイルの前縁７４の開口を介し、かつさらにまた入口通路７７を介して流入する。通路７７を通って流れる冷却空気は、半径方向外方に羽根先端部８１の方へと流れる。入口通路が先端部８１の方へと延在するにつれて、これらの通路は組み合わさって単一の冷却通路９１となる。この冷却通路は、動翼の内側を通って蛇行状の態様に延在する。図３に示されているように、動翼６０は、２個の入口を含むが、動翼６０はいかなる適切な個数の入口通路７７を含んでもよいことを理解されたい。図３の矢印は、一般に動翼６０内における冷却空気の流動方向を表す。

複数個の離間する静翼９２が、入口通路７７と先端部８１との間において冷却通路９１内に配置される。これらの静翼は、平行配列に配向されて、各静翼が配列内のその他の静翼に対して実質的に平行をなす。各静翼は、第１の端部９４と第２の端部９５とを有する。各静翼に関して、各個別の静翼の第１の端部９４は、同じ静翼の第２の端部９５より根元部７９に接近して配置される。各個別の静翼に関して、各静翼の第２の翼端部９５は、同じ静翼の第１の翼端部９４より先端部８１に接近して配置される。これらの静翼は、動翼後縁において冷却通路９１の部分を形成する壁部に固定される。前記静翼は、略軸方向に延在する軸９９に対して角度をなして配向される。各静翼は、軸９９に対して９０度より小さい角度をなして配向される。静翼をこのような態様に配向することにより、各静翼の第１および第２の端部が異なる半径方向位置に配置されて、冷却空気がより効果的に冷却スロット４５内に導かれる。

図３に示されるように、動翼６０は、複数個の冷却スロット４５を含む。これらの冷却スロットは、略平行な配列に配向される。本発明の好適な実施例を開示するという目的上、動翼６０は、７個のスロットを含むが、あらゆる適切な個数のスロット４５が動翼に設けられうることを理解されたい。各スロットは、入口９６と出口９７とを有する。出口９７は、動翼６０の後縁７６に配置される。これらのスロットは、動翼内において後縁に近接して形成される。前記入口は、冷却スロット９１と連通し、冷却通路９１内の冷却空気は、入口９６を通って冷却スロットに流入する。動翼６０のスロット４５は、実質的に一定の半径方向寸法を有し、この半径方向寸法は、たとえば直径でありうる。各冷却スロットに関して、出口９７は、同じ冷却スロットのスロット入口９６より根元部７９に接近して配置される。各個別のスロットに関して、スロット入口９６は、同じ冷却スロットのスロット出口９７より羽根先端部８１に接近して配置される。各冷却スロットの入口と出口とを動翼に沿って異なる半径方向位置に配置する結果として、本発明のエーロフォイルは、より効果的に動翼に沿って冷却フィルムを創出する。特に、エーロフォイル６０では、より効果的に動翼の後縁７６に沿って冷却フィルムが形成される。

図４に、スロット４５と同様のスロット４８を含むまた他の実施例の動翼６１が開示されている。スロット４８は、入口１０６と出口１０７とを含む。スロット４５のように、各スロットの入口および出口は、動翼に沿って異なる半径方向位置に配置されて、各入口１０６が出口１０７より先端部８１により接近して配置されている。出口１０７は、入口１０６より根元部７９に接近して配置される。入口１０６および１０７の半径方向寸法は、同じではない。図４に示されるように、入口は出口より小さい半径方向寸法を有する。この半径方向寸法は、たとえば直径であってもよく、入口１０６の直径が出口１０７の直径より小さくなる。動翼６１は、通路７７、９１と前縁７４と後縁７６と先端部８１と根元部７９と動翼６０において説明されたような静翼とを含む。

説明を進めるにあたって特に別段の指示がない限り、スロット４５に関する説明は、スロット４８にも当てはまることに注意されたい。簡単のために、この説明ではスロット４５を取り上げることとする。図３および４に示されているように、実質的に全ての冷却スロット４５、４８は、図５に詳細に示されるように、実質的に同じ角度アルファ（α）で平行配列に配向されうる。１１０に示される角度アルファは、基準線３５とスロット４５の中心軸との間において測定される。この中心軸は、１２０として示されている。基準線３５は、実質的に水平である。また別の実施例において、実質的全数を下回る個数のスロットが平行に配置されうる。たとえば、５０％のスロットが、同じ角度１１０をなして平行に配置されうる。冷却スロット４５の角度１１０は、９０°より小かつ０°より大である角度として示される。

実際には、本発明の本実施例の冷却スロット４５を通る空気流は、スロット入口および出口が動翼の長手に沿って同じ半径方向位置に配置される従来式スロットを通る空気流と区別されうる。冷却スロット４５は、スロット４５を通る空気の質量流量を最小限に抑えて、以って動翼を通る流れを制御して、この流れは、従来技術の冷却スロットの場合と比べて大幅に減じられた速度でスロット出口９７から排出される。このような調量または制御空気流は、冷却スロット４５を介した冷却空気の通過の部分制限を創出する。このような制限は、動翼６０上に形成される冷却層の質を低下させるものではないことを理解されたい。むしろ、制御された調量流は、冷却フィルム層３０の形成を促進するとともに、さらにまた燃焼ガス流路内への冷却空気の流出と、逆流条件の形成との両方を防ぐ役割をする。冷却スロット４５を通る冷却空気の質量流量を減少させることにより、前記スロットから流出する冷却空気の速度が低下して、以ってより低温かつ低速移動の境界層が得られる。その結果として、冷却空気は、前記スロットから流出すると、タービン動翼６０の表面および縁部に近接したままに保たれて、適切な冷却層の形成が保証される。

図５に、冷却スロット４５に流入して該スロットを通って移動するとともに該スロットから流出する冷却空気流のより詳細な図が示されている。流入して通過し、流出する冷却空気流は、１個のスロット４５に関して図示されているだけであるが、この冷却空気流は、全てのスロット４５および４８に関する流れを表している。冷却空気は、第１の流動位置１２６から冷却スロット入口９６に向かって通路９１を通ってスロット４５まで流れる。逆方向に、冷却空気は、第２の流動位置１２７から冷却スロット入口９６に向かって通路９１を通って流れる。第１の流動位置の冷却空気は、動翼前縁７４の開口を介して動翼に流入するとともに、通路９１の上流部分を通ってスロットの方へと向かう。冷却空気が流動位置１２６から冷却スロットへと流れるときは、該空気は実質的に妨げられることなしに流れて冷却スロット４５内に流入しうる。冷却空気が第２の流動位置１２７から流入するときは、前記空気流は、冷却スロット入口９６または該入口に近接する位置に創出される１個以上の剥離領域１３６により妨げられうる。剥離領域１３６は、冷却スロット入口９６に隣接する領域において発生する。流動位置１２７からの冷却空気がスロット４５に接近すると、流動位置１２７からの冷却空気は、不意に空気流１２６に遭遇して、以って空気が渦になるかまたは本来の流れから剥離して剥離領域１３６を生じしめる１個以上の部分が創出される。

冷却スロット４５が角度をなして配向されていることに加えて、剥離領域１３６は、流動位置１２７からの空気流が冷却スロット４５内に流入することを、少なくとも部分的に阻止しうるため、冷却スロット４５を通る冷却空気流の調量を補助しうる。これにより、逆流の形成が防がれるとともに、スロット内に流入する冷却空気の流量が制御される。冷却フィルム層１３０は、冷却スロット出口４５から流出する冷却空気によって形成される。冷却フィルム層１３０は、動翼６０の前縁７６上に形成されるとともに、タービン動翼６０の表面の冷却を助け、かつ高温燃焼ガスに関連ある有害な作用に対して前記動翼を保護する役割を果たす。

冷却スロット４５は、約１度（１°）〜約８８度（８８°）の範囲内とされうる角度１１０をなして配向される。また他の実施例では、前記角度１１０は、約１０度（１０°）〜約７５度（７５°）の範囲内とされうる。さらに他の実施例では、前記角度は、約２０度（２０°）〜約６０度（６０°）、或いは約３０度（３０°）〜約５０度（５０°）の範囲内とされうる。

各冷却スロット４５の入口９６における各タービン動翼６０の圧力比は、約１．０５〜約２．０の範囲の圧力比である。「圧力比」という用語は、動翼の内側の圧力と外側の流路の圧力との比を意味する。１．０未満の圧力比は、逆流条件を生じしめることになるため、１．０を超える圧力比を生じしめることが望ましい。さらにまた、エーロフォイル内における冷却通路とスロットと静翼とを介した空気の移動は、約０．０３のマッハ数から約１．０のマッハ数までの範囲内のマッハ数を有することが望ましい。マッハ数は、物体または流れの速度と該物体または流れがそれを通って移動する媒体中における音速との比として定義される。本発明では、マッハ数は前記所望の範囲内となる。

本発明の動翼に関連のある、さらなる他の利点には、より小さいタービン動翼を有するエンジンにおいてより多くの冷却スロット４５を用いることができることが含まれる。「より小さいタービン動翼」という用語は、本明細書においては、エンジンコア流量が離陸出力レベルで１３．６１ｋｇ／秒より低い航空エンジン用のタービン動翼を意味する。前記の種類のより小さいタービン動翼を有する例証的なエンジンは、オハイオ州シンシナティのゼネラル・エレクトリック社（General Electric Company）から入手可能なＣＴ７またはＴ７００である。

本発明の動翼は、冷却スロット４５を穿孔するのではなしに鋳造することを可能にする。穿孔された穴の代わりに鋳造スロットを用いることは、製造と資源の利用と材料の使用量とにおいて有意な費用節減をもたらす。ひとつの実施例において、冷却スロット４５の少なくとも一部分は、タービン動翼６０の後縁７６に沿って鋳造されうる。

本発明の冷却スロット４５は、さらにまた、有利な可変性を可能にする。「有利な可変性」という用語は、１個以上の冷却スロット４５が自身の長手に沿って変化する直径を有しうること、および／または鋳造により、穿孔される冷却スロット７５と比べてはるかに大きい直径を有しうることを意味する。有利な可変性の一例は、タービン動翼７０の後縁に沿ってより大きい穴、すなわち冷却スロットの出口を用いうることである（図４参照）。穿孔、たとえばレーザー穿孔によって得られる穴より大きい出口穴を用いることにより、タービン動翼６０の表面のまわりにおいて、より大きい冷却フィルム被覆率が達成される。さらにまた、出口１０７を現在のスロット技術より大きく製作することができるため、一定の半径方向寸法／直径のスロットが用いられる動翼の場合より少数の冷却スロット４５を用いることができる。

本明細書に記載の説明は、例を用いて、最良の形態を含めて本発明を開示するとともに、さらにまた当業者が本発明を実施し、かつ利用することを可能にするものである。本発明の特許可能範囲は、特許請求の範囲により定められるとともに、当業者に自明であるその他の例を含みうる。このようなその他の例は、特許請求の範囲の逐語的文言と異ならない構造要素を有する場合、または特許請求の範囲の逐語的文言と実質的に相違しない同等の構造要素を含む場合には、特許請求の範囲内に含まれることが意図される。

ガスタービンの略図である。 従来式の構成の冷却スロットを含む従来技術のタービン動翼の断面図である。 本発明の実施例にしたがった構成の冷却スロットを含むタービン動翼の断面図である。 本発明のまた他の実施例からなるタービン動翼の断面図である。 図４に５として示される円内の部分の拡大詳細図である。

符号の説明

１０ ガスタービンエンジン
１２ ファン組立体
１３ コア・エンジン
１４ 高圧圧縮機
１６ 燃焼器
１８ 高圧タービン
２０ 低圧タービン
２２ ブースター
２４ ファン羽根
２６ 回転翼円板
２７ 吸気側
２９ 排気側
３０ 冷却フィルム層
３１ 軸
３３ 軸
３４ 中心軸
３５ 基準線
４５ スロット
４８ スロット
６０ エーロフォイル
６１ 動翼
７４ 前縁
７６ 後縁
７７ 入口通路
７９ 根元部
８１ 先端部
９１ 冷却通路
９２ 静翼
９４ 第１の端部
９５ 第２の端部
９６ 入口
９７ 出口
９９ 軸
１０６ 入口
１０７ 出口
１１０ 角度
１２０ 中心軸
１２６ 第１の流動位置
１２７ 第２の流動位置
１３０ 冷却フィルム層
１３６ 剥離領域

Claims (10)

1. 前縁（７４）と、後縁（７６）と、第１羽根端部（９４）の羽根先端（８１）と第２羽根端部（９５）の羽根根元（７９）とを含むエーロフォイルであって、
   前記先端（８１）と根元（７９）は半径方向に離れており、
   前記前縁（７４）と後縁（７６）との間に延ばされた冷却通路（９１）と、
   前記冷却通路（９１）と連通し流体を収容する吸入端部と、前記後縁（７６）に隣接する排出端部を有する少なくとも１つの冷却スロット（４５）とを備え、
   前記少なくとも１つの冷却スロット（４５）に対して吸入口（９６）及び排出口（９７）が、前記エーロフォイル（６０）内の異なる半径方向位置に位置していることを特徴とするエーロフォイル（６０）。
2. 前記少なくとも１つの冷却スロット（４５）の吸入口（９６）及び排出口（９７）の半径方向寸法は、実質上同一であることを特徴とする請求項１に記載のエーロフォイル（６０）。
3. 前記少なくとも１つの冷却スロット（４５）の吸入口（９６）及び排出口（９７）の半径方向寸法は、互いに異なることを特徴とする請求項１に記載のエーロフォイル（６０）。
4. 前記吸入口（９６）の半径方向寸法は、前記排出口（９７）の半径方向寸法より小さいことを特徴とする請求項３に記載のエーロフォイル。
5. 前記少なくとも１つの冷却スロット（４５）は軸方向に延ばされる軸線（３４）に対し実質上平行な基準線（３５）に対して１°〜８８°の角度で、好ましくは１０°〜７５°の角度で、更に好ましくは２０°〜６０°の角度で、最も好ましくは３０°〜５０°の角度で配向していることを特徴とする請求項１に記載のエーロフォイル（６０）。
6. 前記エーロフォイル（６０）は、複数の冷却スロット（４５）を有していることを特徴とする請求項１に記載のエーロフォイル（６０）。
7. 前記エーロフォイル（６０）はタービンブレード（６１）であること特徴とする請求項１に記載のエーロフォイル（６０）。
8. 前記エーロフォイル（６０）は静翼（９２）であること特徴とする請求項１に記載のエーロフォイル（６０）。
9. 前記冷却スロット（４５）の一部は、軸方向に延ばされる軸線（３４）に対し実質上平行な基準線（３５）に対して１°〜８８°の角度で、好ましくは１０°〜７５°の角度で、更に好ましくは２０°〜６０°の角度で配向していることを特徴とする請求項５に記載のエーロフォイル（６０）。
10. 複数のエーロフォイル（６０）を有するタービンを含むガス・タービンエンジン（１０）であって、前記エーロフォイル（６０）はそれぞれ、
    前縁（７４）と、後縁（７６）と、半径方向に離れている第１羽根端部（９４）の羽根先端（８１）と第２羽根端部（９５）の羽根根元（７９）を含み、
    前記先端（８１）と根元（７９）は半径方向に離れており、
    前記前縁（７４）と後縁（７６）との間に延ばされた冷却通路（９１）と、
    前記冷却通路（９１）と連通し流体を収容する吸入端部（９６）と、前記後縁（７６）に隣接する排出端部（９７）を有する少なくとも１つの冷却スロット（４５）とを備え、
    前記少なくとも１つの冷却スロット（４５）に対して、吸入口（９６）及び排出口（９７）が、前記エーロフォイル（６０）内の異なる半径方向位置に位置していることを特徴とする、ガスタービンエンジン（１０）。

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