JP2008286194A - タービン動翼及びそれを製造する方法 - Google Patents

Abstract

【課題】エーロフォイルはダブテールより高い温度にさらされるため、エーロフォイルとプラットフォームとの境界および／またはシャンクとプラットフォームとの境界面で温度勾配が発生し、それにより熱ひずみや熱応力が発生し、動翼の耐用年数が短縮される場合があるため、新しい動翼構体を提供する。
【解決手段】動翼構体は、シャンク１１２と、シャンクと一体的に形成されたエーロフォイル１１０と、シャンクとエーロフォイルとの間に摩擦嵌めによって結合された着脱自在なプラットフォーム１４０とを含む。着脱自在なプラットフォーム１４０のシャンクは、動翼と同一の回転翼溝穴に挿入され、縁部が重ね合わされて重ね継手２３４を形成する。エンジンの動作中、着脱自在なプラットフォーム１４０は隣接する動翼の間で移動自在であるように構成される。
【選択図】図４

Description

本発明は、一般にガスタービンエンジンに関し、特に、ガスタービンエンジンの動翼及びタービン動翼を製造する方法に関する。

図１は、１対の周知の動翼を示した斜視図である。各動翼はエーロフォイル２、プラットフォーム４及びシャンク又はダブテール６を含む。製造中、周知の動翼は、プラットフォームがエーロフォイル及びシャンクと一体的に形成されるように鋳造される。特に、エーロフォイル、プラットフォーム及びシャンクは単一の一体構成要素として鋳造される。

動作中、エーロフォイルはダブテールより高い温度にさらされるため、エーロフォイルとプラットフォームとの境界面及び／又はシャンクとプラットフォームとの境界面で温度勾配が発生する場合がある。時間が経過するにつれて、そのような温度勾配により発生される熱ひずみは、プラットフォームに対して圧縮熱応力を誘起する。時間の経過に伴って、プラットフォームの動作温度が上昇することにより、プラットフォームの酸化、プラットフォームの割れ及び／又はプラットフォームのクリープ撓みが起こり、その結果、動翼の耐用年数が短縮される場合がある。

プラットフォーム領域における高温の影響を軽減するのを助けるために、プラットフォームの冷却を促進するように、シャンク空洞空気及び／又はブレード冷却空気とシャンク空洞空気との混合空気が冷却流路を使用してプラットフォーム領域の下方の領域に導入される。しかし、冷却流路はプラットフォームに熱勾配を導入し、それにより、プラットフォーム領域の上面で圧縮応力が発生する恐れがある。更に、プラットフォーム冷却穴からプラットフォームの各領域への冷却空気の流入は不可能であるので、冷却空気はプラットフォームの全ての領域に均一に誘導されない。

プラットフォームはダブテール及びシャンクと一体的に形成されるので、プラットフォームに対する損傷が発生すると、一般的には動翼全体が廃棄される結果となり、それによりガスタービンエンジンの保守費用全体が増加する。
米国特許第５，２８１，０９６号公報 米国特許第５，２２２，８６５号公報 米国特許第５，１９３，９８２号公報 米国特許第４，４８３，６６１号公報 米国特許第４，０１９，８３２号公報 米国特許第３，８０１，２２２号公報

１つの面においては、ブレード構体を製造する方法が提供される。方法は、シャンク部分及びシャンク部分と一体的に形成されたエーロフォイルを含む動翼を提供することと、着脱自在なプラットフォームを動翼に結合することとを含む。

別の面においては、動翼が提供される。動翼はシャンクと、シャンクと一体的に形成されたエーロフォイルと、シャンクとエーロフォイルとの間に結合された着脱自在なプラットフォームとを含む。

別の面においては、回転翼構体が提供される。回転翼構体は回転翼円板と、回転翼円板に結合され周囲方向に互いに離間して配置された複数の動翼構体とを含む。各動翼構体はシャンクと、シャンクと一体的に形成されたエーロフォイルと、シャンクとエーロフォイルとの間に結合された着脱自在なプラットフォームとを含む。

図２は、ガスタービンエンジン１０の一例を概略的に示した図である。エンジン１０はファン構体１１、低圧圧縮機１２、高圧圧縮機１４及び燃焼器１６を含む。エンジン１０は高圧タービン（ＨＰＴ）１８、低圧タービン２０、排気フレーム２２及びケーシング２４を更に含む。第１の軸２６は低圧圧縮機１２を低圧タービン２０に結合し、第２の軸２８は高圧圧縮機１４を高圧タービン１８に結合する。エンジン１０は、エンジン１０の上流側端部３４からエンジン１０の下流側端部３６まで後方へ延出する対称軸３２を有する。ファン構体１１はファン３８を含む。ファン３８は、ハブ部材又は円板４２に装着された少なくとも１列のエーロフォイル形ファンブレード４０を含む。

動作中、空気は低圧圧縮機１２を通って流れ、圧縮された空気は高圧圧縮機１４に供給される。高圧に圧縮された空気は燃焼器１６へ送り出される。燃焼器１６からの燃焼ガスは、タービン１８及び２０を推進する。高圧タービン１８は第２の軸２８及び高圧圧縮機１４を回転し、低圧タービン２０は第１の軸２６及び低圧圧縮機１２を対称軸３２に関して回転する。

図３は、図２に示されるガスタービンエンジンと共に使用されてもよい１対の動翼１００の例を示した拡大斜視図である。図４は、着脱自在なプラットフォーム１４０を含む図３に示される動翼１００を示した斜視図である。図５は、着脱自在なプラットフォーム１４０を含む図３及び図４に示される動翼１００を示した平面図である。

本実施形態においては、各動翼１００は本明細書中で説明される特徴を含むように変形されている。回転翼構体の内部に結合された場合、動翼１００は、例えば、第２の軸２８などの回転翼軸に回転自在に結合された回転翼円板３０（図１に示される）のような回転翼円板に結合される。別の実施形態においては、動翼１００は回転翼スプール（図示せず）の中に装着される。各動翼１００はエーロフォイル１１０と、エーロフォイル１１０と一体的に形成されたシャンク又はダブテール１１２とを含む。

各エーロフォイル１１０は第１の側壁１２０及び第２の側壁１２２を含む。第１の側壁１２０は凸形であり、エーロフォイル１１０の吸引側を規定する。第２の側壁１２２は凹形であり、エーロフォイル１１０の加圧側を規定する。側壁１２０及び１２２は、エーロフォイル１１０の前縁１２４及び前縁１２４から軸方向に離間した後縁１２６において互いに接合される。特に、エーロフォイル後縁１２６はエーロフォイル前縁１２４から翼弦方向下流側へ離間した位置にある。

各動翼１００はプラットフォーム部分１３０を更に含む。本実施形態においては、プラットフォーム部分１３０はエーロフォイル１１０及びシャンク１１２と一体的に形成又は鋳造される。図５に示されるように、プラットフォーム部分１３０は前縁１２４から少なくとも部分的に下流側へ後縁１２６に向かって延出する。特に、プラットフォーム部分１３０は第１の部分１３２及び第２の部分１３４を含む。第１の部分１３２は第１の側壁１２０に結合され、前縁１２４から少なくとも部分的に後縁１２６に向かって延出する。第２の部分１３４は第２の側壁１２２に結合され、前縁１２４から少なくとも部分的に後縁１２６に向かって延出する。本実施形態においては、第１の部分１３２及び第２の部分１３４は、エーロフォイル１１０及びシャンク１１２と一体的に形成又は鋳造される。

各動翼１００は、動翼１００に着脱自在に結合された着脱自在なプラットフォーム１４０を更に含む。特に、先に述べた通り、周知の動翼は、動翼をほぼ取囲み且つエーロフォイル及びシャンクとの一体部分として形成又は鋳造されたプラットフォームをそれぞれ含む。しかし、本実施形態においては、動翼１００は、動翼を取囲み且つエーロフォイル１１０及びシャンク１２と永久に一体的に形成されたプラットフォームを含まない。図示されるように、各動翼１００はプラットフォーム部分１３０及び着脱自在なプラットフォーム１４０を含む。着脱自在なプラットフォーム１４０は、プラットフォーム部分１３０と着脱自在なプラットフォーム１４０との組合わせが動翼１００をほぼ取囲むように動翼１００に結合される。

本明細書中で説明される場合の着脱自在は、プラットフォームをエーロフォイル及びシャンクと一体的に鋳造することか、あるいは、プラットフォームをエーロフォイル及び／又はシャンクに装着するために、例えば溶接手順又はろう付け手順を使用することにより、動翼に永久的に装着されていない構成要素として定義される。構成要素、すなわち、着脱自在なプラットフォーム１４０は、動翼１００又はプラットフォーム部分１３０の構造的一体性を損失、損傷、変形又は変更することなく、プラットフォーム１４０を動翼１００から取外しできるようにするために、動翼１００に摩擦嵌めされるか又は動翼１００に機械的に装着される。

図６は、着脱自在なプラットフォーム１４０の斜視図である。図６に示されるように、着脱自在なプラットフォーム１４０はプラットフォーム１４２と、プラットフォーム１４２に結合されたシャンク１４４とを含む。図７は、着脱自在なプラットフォーム１４０の横断面図である。本実施形態においては、プラットフォーム１４２及びシャンク１４４は、着脱自在で一体型のプラットフォーム１４０を形成するために単一のユニットとして鋳造される。図４に示されるように、シャンク１４４は、動翼のシャンク１１２の横断面輪郭形状とほぼ同一である横断面輪郭形状を有する。従って、着脱自在なプラットフォーム１４０は、図１に示される動翼のような動翼を保持するために利用されるのと同一の回転翼溝穴に配置されてもよい。特に、図示されてはいないが、一般に、回転翼円板は複数の溝穴を含み、各溝穴は単一の動翼を保持するために利用される。更に、溝穴は周知の動翼の幅とほぼ同様の幅を有する。しかし、本実施形態においては、動翼１００及びシャンク１４４の双方を単一の回転翼円板溝穴の中に固着できるようにし、それにより、着脱自在なプラットフォームの保持部材として機能するシャンク１４４を介して着脱自在なプラットフォーム１４０を回転翼円板３０の中に保持できるようにするために、回転翼シャンク１１２と着脱自在なプラットフォームのシャンク１４４とを組合わせた幅は、周知の動翼のシャンクの総幅とほぼ同様である。

図５及び図６に示されるように、着脱自在なプラットフォーム１４０は、動翼１００の側壁１２０に近接して配置された第１の縁部１７０を有する。従って、第１の縁部１７０は、第１の側壁１２０の輪郭形状にほぼ相応する輪郭形状を有する。例えば、第１の側壁１２０は凸形の輪郭形状を有するので、プラットフォームの第１の縁部１７０は凹形の輪郭形状を有するように製造される。更に、プラットフォーム部分１４０は、第１の動翼１００に隣接して配置される第２の動翼１００の側壁１２２に近接して配置される第２の縁部１７２を有する。従って、第２の縁部１７２は、第２の側壁１２２の輪郭形状にほぼ相応する輪郭形状を有する。例えば、第２の側壁１２２は凹形の輪郭形状を有するので、第２の縁部１７２はほぼ凸形の輪郭形状を有するように製造される。

図６に示される一実施形態においては、着脱自在なプラットフォーム１４０は、着脱自在なプラットフォーム１４０の少なくとも一部分の内部に一体的に形成された鋳込みプレナム２００を更に含んでもよい。着脱自在なプラットフォーム１４０は外面２０２と、鋳込みプレナム２００を規定する内面２０４とを含む。特に、着脱自在なプラットフォーム１４０の鋳造及び中ぐりの後、内面２０４は完全に外面２０２の内側にある鋳込みプレナム２００を規定する。従って、本実施形態においては、鋳込みプレナム２００は着脱自在なプラットフォーム１４０と一体的に形成され、プラットフォーム１４０の内部に完全に封じ込まれている。

鋳込みプレナム２００は第１のプレナム部分２０６と、第１のプレナム部分２０６と流体連通するように形成された第２のプレナム部分２０８とを含む。図７に示されるように、第１のプレナム部分２０６は上面２１０、下面２１２、第１の側面２１４及び第２の側面２１６を含み、それらはそれぞれ内面２０４により規定される。本実施形態においては、第１の側面２１４は、プラットフォームの第１の縁部１７０の輪郭形状にほぼ相応するほぼ凹形の形状を有し、第２の側面２１６は、プラットフォームの第２の縁部１７２の輪郭形状にほぼ相応するほぼ凸形の輪郭形状を有する。第２のプレナム部分２０８はシャンク／ダブテール１４４の下面２２１から第１のプレナム部分２０６まで延出する。特に、第２のプレナム部分２０８は開口部２２０を含み、開口部２２０を通って搬送される空気の流れが第２のプレナム部分２０８及び第１のプレナム部分２０６の双方を通って搬送され、その後、第１のプレナム部分２０６の端部２２４に規定された第２の開口部２２２を経て排出されるように、開口部２２０はシャンク１４４を貫通する。動作中、プラットフォーム部分１３０の冷却を助けると共に着脱自在なプラットフォーム１４０の動作温度を低下するのを助けるために、冷却空気の流れは、その後、着脱自在なプラットフォームを通って搬送され、プラットフォーム部分１３０の面へ送り出されてもよい。

図８は、別の着脱自在なプラットフォーム１４１を例示した横断面図である。図８に示されるように、着脱自在なプラットフォーム１４１は着脱自在なプラットフォーム１４０とほぼ同様であるが、着脱自在なプラットフォーム１４１は鋳込みプレナム２００を含まない。本実施形態においては、着脱自在なプラットフォーム１４１はほぼ中実の材料から形成されるため、着脱自在なプラットフォーム１４１の内部に意図的に形成又は鋳造された空隙又は開口部を全く含まない。

使用中、着脱自在なプラットフォーム１４０及び１４１はプラットフォーム部分１３０に結合され且つプラットフォーム部分１３０と協働するようにそれぞれ構成される。特に、図３及び図６に示されるように、プラットフォーム部分１３０は縁部又は重なり部分２３０を含み、着脱自在なプラットフォーム１４０は、図４に示される重ね継手２３４を形成するために縁部２３０と結合するように構成された縁部又は重なり部分２３２を含む。従って、重ね継手２３４とシャンク１１４との組合わせは、着脱自在なプラットフォーム１４０を動翼１００に固着するのを助ける。

回転翼３０のようなタービン回転翼を組立てるために、第１の動翼１００は第１の円板溝穴（図示せず）に挿入される。次に、第２の動翼１００は隣接する円板溝穴（図示せず）に挿入される。前述のように、各動翼をそれぞれ対応する溝穴に保持できるようにするために、動翼のシャンク１１２及び着脱自在なプラットフォームのシャンク１４４の輪郭形状とほぼ同様である輪郭形状を形成するように円板溝穴は機械加工又は鋳造される。その後、着脱自在なプラットフォームのシャンク１４４は、着脱自在なプラットフォーム１４０が結合されるそれぞれの動翼が挿入されるのと同一の対応する回転翼溝穴に挿入され、縁部２３０及び２３２が重ね合わされて重ね継手２３４を形成する。エンジンの動作中、着脱自在なプラットフォーム１４０は隣接する動翼の間で移動自在であるように構成される。

図９は、別の着脱自在なプラットフォーム３００を例示した側面図である。着脱自在なプラットフォーム３００は着脱自在なプラットフォーム１４０及び１４１とほぼ同様であり、着脱自在なプラットフォーム３００の下面３０４に結合されるダンパ構体３０２を更に含んでもよい。本実施形態においては、ダンパ構体３０２はダンパ保持部材３１０と、ダンパ保持部材３１０により所定の場所に保持されたダンパ３１２とを含む。ダンパ保持部材３１０は着脱自在なプラットフォーム３００に結合されるか又は着脱自在なプラットフォーム３００と一体的に形成される。特に、ダンパ保持部材３１０はほぼＬ字形の横断面輪郭形状を有し、ダンパ３１２をダンパ保持部材３１０と動翼１００との間に固着するために共に使用される側部３３０及び底部３３２を含む。図９に示されるように、ダンパ３１２は、側部３３０の輪郭形状にほぼ相応する輪郭形状を有する第１の側部３４０と、底部３３２の輪郭形状にほぼ相応する輪郭形状を有する第２の側部３４２と、動翼１００の一部分の輪郭形状にほぼ相応する第３の側部３４４とを有する。特に、動翼１００は、動翼１００から半径方向外側へ延出するほぼ平坦な面３５０を含み、面３５０はダンパ３１２を保持するためのほぼ平坦な面を形成するように構成される。

動作中、円板が回転するにつれて、複数の動翼１００も回転する。いくつかの選択された動作条件の間、この回転はある所定の振動数で共振振動を引き起こす場合がある。従って、この振動は動翼１００からダンパ３１２を介して伝達され、共振振動数はダンパ３１２により変化される。従って、ダンパ３１２は、回転翼円板全体において共振振動の発生を軽減及び／又は阻止するのを補助する。

プラットフォーム設計の新たな方法を説明した。説明されたプラットフォームは別個に製造されて動翼に結合される。プラットフォームは動翼と同一の材料から製造されてもよいし、あるいは動翼より安価な材料及び／又は軽量な材料を含む他の任意の適切な材料から製造されてもよい。プラットフォームは、回転翼円板及び動翼と共に形成されるプラットフォーム部分により支持される。プラットフォームはダンパとして構成されてもよく、あるいはダンパを支持するように構成されてもよい。

その結果、プラットフォームはエンジンの動作熱状態によって自在に膨張及び収縮できるので、プラットフォーム及びエーロフォイル隅肉の応力は排除される。特に、プラットフォームがエンジンの動作熱状態によって自在に膨張及び収縮できることにより、プラットフォームの応力は減少するため、より安価又は軽量な材料、あるいは強度条件を必要としない特殊な温度能力を有する材料を使用できる。プラットフォームは別個の部材であり、オーバホール時に交換及び廃棄が可能である。その結果、スクラップの量は減少し、保守コストが削減され、オプションとして実行される中ぐりプラットフォームの冷却は容易になる。

以上、動翼及び回転翼構体の実施形態を詳細に説明した。動翼は本明細書中で説明された特定の実施形態に限定されず、各動翼の構成要素は、本明細書中で説明された他の構成要素から独立して別個に利用されてもよい。例えば、本明細書中で説明された着脱自在なプラットフォームは多様な動翼において利用されてもよく、本明細書中で説明されたような動翼１００と組合わせての実施のみに限定されない。本発明は他の多くのブレード構成と関連して実現され且つ利用されることが可能である。方法及び装置は、例えば蒸気タービンにおいて利用される静翼又は動翼に同様に適用可能である。

本発明を種々の特定の実施形態によって説明したが、特許請求の範囲の趣旨の範囲内で変形を伴って本発明を実施できることは当業者には明らかなことであろう。

１対の周知の動翼を示した斜視図である。 ガスタービンエンジンの一例を概略的に示した図である。 図２に示されるガスタービンエンジンと共に使用されてもよい１対の動翼の例を示した拡大斜視図である。 着脱自在なプラットフォームを含む図３に示される動翼を示した斜視図である。 着脱自在なプラットフォームを含む図３及び図４に示される動翼を示した平面図である。 図３、図４及び図５に示される着脱自在なプラットフォームを示した斜視図である。 図６に示される着脱自在なプラットフォームを示した側面図である。 別の着脱自在なプラットフォームを例示した横断面図である。 ブレードダンパ構体の一例を示した横断面図である。

符号の説明

１０…ガスタービンエンジン、３０…回転翼円板、１００…動翼、１１０…エーロフォイル、１１２、１１４…シャンク、１２０…第１の側壁、１２２…第２の側壁、１２４…エーロフォイル前縁、１２６…エーロフォイル後縁、１３０…プラットフォーム部分、１４０、１４１…着脱自在なプラットフォーム、１４２…プラットフォーム、１４４…シャンク、１７０…第１の縁部、１７２…第２の縁部、２００…鋳込みプレナム、２３４…重ね継手、３００…着脱自在なプラットフォーム、３０２…ダンパ構体

Claims (10)

1. シャンク（１１２、１１４）と；
   前記シャンクと一体的に形成されたエーロフォイル（１１０）と；
   前記シャンクと前記エーロフォイルとの間に摩擦嵌めによって結合された着脱自在なプラットフォーム（１４０、１４１、３００）とを具備する動翼構体。
2. 前記エーロフォイル（１１０）は、前縁（１２４）及び前記前縁から軸方向に離間した後縁（１２６）において互いに接合された第１の側壁（１２０）及び第２の側壁（１２２）を具備し、前記動翼構体は、前記シャンク（１１２、１１４）及び前記エーロフォイルと一体的に形成されたプラットフォーム部分（１３０）を更に具備し、前記プラットフォーム部分は前記前縁から少なくとも部分的に前記後縁に向かって延出し、前記着脱自在なプラットフォームは前記プラットフォーム部分から前記軸方向に離間した後縁まで延出する請求項１記載の動翼構体。
3. 前記着脱自在なプラットフォーム（１４０、１４１、３００）を前記プラットフォーム部分に結合するように構成された重ね継手（２３４）を更に具備する請求項１記載の動翼構体。
4. 前記着脱自在なプラットフォーム（１４０、１４１、３００）は、
   プラットフォーム部分（１３０）と、前記プラットフォーム部分と一体的に形成されたシャンク部分とを具備し、前記シャンク部分は、回転翼構体に形成された溝穴の中に少なくとも一部が配置されるように構成される請求項１記載の動翼構体。
5. 前記着脱自在なプラットフォーム（１４０、１４１、３００）は、
   プラットフォーム部分（１３０）と；
   前記プラットフォーム部分と一体的に形成されたシャンク部分とを具備し、前記シャンク部分は、前記動翼シャンク（１１２、１１４）の横断面輪郭形状とほぼ同様である横断面輪郭形状を有する請求項１記載の動翼構体。
6. 前記プラットフォーム部分（１３０）及び前記シャンク部分の中に規定された鋳込みプレナム（２００）を更に具備し、前記鋳込みプレナムは、前記プラットフォーム部分と流体連通するように配置された出口と、冷却空気源と流体連通するように配置された入口とを有する請求項５記載の動翼構体。
7. 前記着脱自在なプラットフォーム（１４０、１４１、３００）は、前記動翼構体の振動周波数を減少するように構成されたダンパ構体（３０２）を更に具備する請求項１記載の動翼構体。
8. 前記着脱自在なプラットフォーム（１４０、１４１、３００）は、
   第１の動翼の下流側の輪郭形状にほぼ相応する輪郭形状を有する第１の縁部（１７０）と；
   第２の動翼の上流側の輪郭形状にほぼ相応する輪郭形状を有する第２の縁部（１７２）とを更に具備し、前記第２の動翼は前記第１の動翼に隣接して結合される請求項１記載の動翼構体。
9. 回転翼円板（３０）と；
   前記回転翼円板に結合された周囲方向に互いに離間して配置された複数の動翼構体とを具備し、前記動翼構体の各々は、
   シャンク（１１２、１１４）と；
   前記シャンク部分と一体的に形成されたエーロフォイル（１１０）と；
   前記シャンクと前記エーロフォイルとの間に摩擦嵌めされるように結合された着脱自在なプラットフォーム（１４０、１４１、３００）とを具備するガスタービンエンジン回転翼構体。
10. 前記エーロフォイルは、前縁（１２４）及び前記前縁から軸方向に離間した後縁において互いに接合された第１の側壁（１２０）及び第２の側壁（１２２）を具備し、前記動翼構体は、前記シャンク及び前記エーロフォイルと一体的に形成されたプラットフォーム部分を更に具備し、前記プラットフォーム部分は、前記前縁から少なくとも部分的に前記後縁に向かって延出し、前記着脱自在なプラットフォームは前記プラットフォーム部分から前記軸方向に離間した後縁まで延出する請求項９記載のガスタービンエンジン回転翼構体。

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