JP2009250239A - 機械加工された曲線輪郭通路を有するノズル用翼形部 - Google Patents

Abstract

【課題】機械加工された曲線輪郭通路を有するノズル用翼形部を提供すること。
【解決手段】翼形部（１０）が正圧面（１２）及び負圧面（１１）を含み、これらが実質的に対向する翼弦端部で接合して翼形部（１０）の前縁（１４）と翼形部（１０）の後縁（１３）とを形成するノズル（１）。後縁通路（５０）は、翼形部（１０）を貫通して定められ、冷却剤が流れることができる。後縁通路（５０）は、翼形部（１０）の後縁（１３）に近接し、後縁（１３）の形状と共形の曲線輪郭形状を有する。
【選択図】 図１

Description

本出願は、翼形部後縁（ＴＥ）を冷却するための機械加工された曲線輪郭通路に関し、より詳細には、翼形部後縁（ＴＥ）を冷却するための、翼形部後縁（ＴＥ）の形状に相似した曲線輪郭通路に関する。

最近、例えばタービンエンジンにおいて翼形部の使用中に、ノズル翼形部の後縁（ＴＥ）を冷却するためにＴＥを貫通して延びる通路を利用できることが認められている。この冷却プロセスには、この通路を通じて水又は蒸気などの冷却剤を高圧で送り込むことを伴う。しかしながら通常はノズル設計には高温を伴い、該高温はＴＥを加熱するので、ＴＥには翼形部の内部から冷却することができる薄い壁を有することが必要とされる。従って、薄壁の必要性、高い外部温度、及び高い内部圧力が組み合わされることで、ＴＥ冷却通路を極めて小さくし、ＴＥ冷却通路の壁が特定の寸法及び厚みを有することが必要とされる。

ノズル翼形部のＴＥ通路を製作するのに一般に鋳造技術が利用されるが、鋳造では、ノズル及びノズル翼形部の適切な性能を得るのに不可欠となる可能性が高い小さなサイズで正確にＴＥ通路を形成することができない。すなわち、鋳造プロセスは、小さなＴＥ通路に対しては試行的なものであり、その壁厚さの維持管理に対して固有の問題がある。

米国特許第４６７２７２７号明細書 米国特許第５６０９７７９号明細書 米国特許第５４６２４０５号明細書 米国特許第６０９９２５１号明細書 米国特許第６１０２６５８号明細書 米国特許第６２１３７１４号明細書 米国特許第６３８８２２３号明細書 米国特許第６７１７０９５号明細書 米国特許第６８３５０４６号明細書 米国特許第６９６９２３０号明細書 米国特許第７１３４８４２号明細書 米国特許第７２４９９３４号明細書 米国特許第７３０３３７６号明細書 米国特許出願公開第２００６／００４２０８４号明細書

本発明の１つの態様によれば、正圧面及び負圧面を含み、これらが実質的に対向する翼弦端部で接合して前縁と後縁とを形成する翼形部と、後縁に近接して翼形部を貫通して延び、且つ冷却剤が流れることができる後縁通路を定める翼形部の壁部分と、を備え、該壁部分が、実質的に均一な厚みを有して翼形部の後縁が該後縁の形状と共形の曲線輪郭形状で画成される、ノズルが提供される。

本発明の別の態様によれば、対向するプラットフォームの１以上のペアと、プラットフォームの各ペア間に配置された１以上の翼形部と、を備え、１以上の翼形部が正圧面及び負圧面を有し、これらが翼形部の実質的に対向する翼弦端部で接合して翼形部の前縁と翼形部の後縁とを形成する壁部と、後縁に近接して翼形部を貫通して延び且つ冷却剤が流れることができる後縁通路を定める壁部の一部分とを含み、該壁部の一部分が実質的に均一な厚みを有して翼形部の後縁が該後縁の形状と共形の曲線輪郭形状で画成される、ノズルが提供される。

本発明の例示的な実施形態に係るノズル翼形部の部分断面図。 本発明の例示的な実施形態に係る翼形部の後縁の断面図。 本発明の例示的な実施形態に係る後縁通路を形成する方法を示す図。

本発明のこれら及び／又は他の特徴、態様、並びに利点は、図面全体を通じて同様の参照符号が同様の要素を示す添付図面を参照しながら、以下の詳細な説明を読めばより理解されるであろう。

図１を参照すると、タービン又は他の同様の機械のノズルセグメント１は、互いにほぼ向かい合った内側側壁２０及び外側側壁３０のセクション間に配置された翼形部１０を含む。図示していないが、ノズルセグメント１は、例えば、タービンのノズル段を形成するよう軸線を中心としてアレイ状に配列された複数のノズルセグメント１の１つを形成することができ、更に、内側側壁２０及び外側側壁３０がそれぞれ、ノズル段の内側及び外側バンドの一部を形成することは理解される。また、内側側壁２０と外側側壁３０との間には単一の翼形部１０が図示されているが、内側側壁２０と外側側壁３０との間に２以上の翼形部１０を配置することができる点は理解される。

図１に示すように、翼形部１０は、翼形部１０の対向する面上に正圧面１２及び負圧面１１を含む。正圧面１２及び負圧面１１は、翼形部の実質的に対向する翼弦端部（図１及び３の翼弦ラインＷを参照のこと）で接合され、翼形部１０の前縁１４と後縁１３とを形成する。更に、翼形部は、ノズル１の半径方向軸線の周りで弓形に曲がり、ここで半径方向軸線は、後縁１３と実質的に平行に延びるものとして定義される。ここで、正圧面１２は、弓形部の外面にわたり、負圧面１１は弓形部の内面にわたる。

内側側壁２０及び外側側壁３０はそれぞれ内部キャビティ２１及び３１を有する。同様に、翼形部１０は、メイン内部キャビティセクション４０と、その内部に定められた後縁通路５０とを有する。後縁通路５０は単一の特徴部であるが、メイン内部キャビティセクション４０は更に、約６つの内部キャビティ４１、４２、４３、４４，４５、４６を含むことができる。ここで内部キャビティ４１〜４６及び後縁通路５０は各々、入口５１と出口５２（後縁通路５０については図１に示す）とを含むことができ、これにより、内部キャビティ４１〜４６及び後縁通路５０が内側側壁２０及び外側側壁３０の内部キャビティ２１及び３１と連通可能にすることができる。勿論、内部キャビティ４１〜４６の全てが必ずしもこのように設計される必要はない点は理解される。

この能力において、内部キャビティ４１〜４６及び後縁通路５０は各々、内側側壁２０及び外側側壁３０の内部キャビティ２１及び３１間を流れる蒸気又は水などの冷却剤用の通路を提供することができる。これらの通路は、所望の流れ特性に応じてタービュレータを含む場合もあり、含まない場合もある。冷却剤は、ノズルセグメント１の動作中に高温に曝される翼形部１０並びに内側側壁２０及び外側側壁３０を冷却する。

ここで図１及び２を参照すると、翼形部１０の後縁１３は翼形部１０の最薄部分に配置され、後縁通路５０は、正圧面１２及び負圧面１１の厚みが実質的に同じであるように後縁１３の形状と共形にされる点に留意されたい。すなわち、正圧面１２、負圧面１１、及び後縁１２の少なくとも一部は各々、約０．１０４ｃｍ（±０．０３）〜約０．１５５（±０．０２）ｃｍの厚みを有する。

詳細には、壁の厚みは、後縁１３又はこれに近接した位置での及び翼形部１０の種々の断面での翼形部１０の厚みＴ１、Ｔ２、及びＴ３に対応するポイントで測定することができる。このようなセンチメートル単位での測定は、図１の断面Ａ〜Ｉに対する例示的な実施形態１及び２について行うことができ、以下のように示される。

すなわち、負圧面１１に沿った壁部分は、約０．１０４（±０．０３）ｃｍ〜約０．１３２（±０．０３）ｃｍの壁厚Ｔ１を有し、正圧面１２に沿った壁部分は、約０．１１７（±０．０３）ｃｍ〜約０．１５０（±０．０３）ｃｍの壁厚Ｔ２を有し、後縁１３の周りの壁部分は、約０．１２７（±０．０２）ｃｍ〜約０．１５５（±０．０２）ｃｍの壁厚Ｔ３を有する。

更に図２を参照すると、後縁通路５０と隣接内部キャビティ４６との間の翼形部１０の内部の厚みＴ４は、翼形部１０のスパンに沿って実質的に一貫して維持される点に留意されたい。すなわち、本発明の１つの実施形態において、厚みＴ４は、約０．２５１（±０．０３）ｃｍ〜約０．２８４（±０．０３）ｃｍの間である。

図３Ａ〜３Ｃを参照すると、本発明の別の態様によれば、翼形部１０の後縁１３の冷却を可能にする後縁通路５０を形成する方法は、後縁１３と共に翼形部１０の本体を鋳造して、例えば、翼形部１０の翼弦方向（図１及び３ＡのラインＷに沿って）に垂直に且つ翼形部の弓形部と反対に翼形部１０を一時的に平坦化することを含む。次いで、図３Ｂに示すパイロット孔７０が後縁１３に近接した翼形部１０の領域にドリル穿孔される。ここで、パイロット孔７０は、例えば電気化学（ＥＣＭ）ドリル加工プロセスによってドリル穿孔することができる。

パイロット孔７０がドリル穿孔されると、電気変位機械加工（ＥＤＭ）プロセスワイヤがパイロット孔７０に挿入される。次いで、ＥＤＭプロセスワイヤはパイロット孔内に入れられ、翼形部１０の本体からパイロット孔７０の周りの材料を取り除く。このプロセスは、後縁１３の形状に共形の形状を有する曲線輪郭通路として、図３Ｃに示すような後縁通路５０を形成する。後縁通路５０が形成されると、翼形部１０の弓形部を一時的に平坦化するのに必要な圧力が解除される。

本発明の種々の実施形態によれば、鋳造段階は、翼形部１０内に内部キャビティ４１〜４６を形成し、内側側壁２０及び外側側壁３０内に内部キャビティ２１及び３１を形成する段階を含むことができる。更に、内部キャビティ４１〜４６及び後縁通路５０が形成されると、内部キャビティ４１〜４６及び後縁通路５０を通る空気流のレベルがチェックされる。

本明細書では実施例を利用して、最良の形態を含む本発明を開示し、当業者があらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用することを含む、本発明を実施することが可能になる。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者には想起される他の実施例を含むことができる。こうした他の実施例は、請求項の文言と相違しない構造要素を有する場合、又は請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を有する場合には、請求項の範囲内にあるものとする。

１ ノズルセグメント
１０ 翼形部
Ｗ 翼弦ライン
１１ 負圧面
１２ 正圧面
１３ 後縁
１４ 前縁
２０ 内側側壁
２１ 内部キャビティ
３０ 外側側壁
３１ 内部キャビティ
４０ メイン内部キャビティ
４１−４６ ６つの内部キャビティ
５０ 後縁通路
５１ 入口
５２ 出口
Ｔ１、Ｔ２、Ｔ３、Ｔ４ 厚み
７０ パイロット孔

Claims (10)

1. 正圧面（１２）及び負圧面（１１）を含み、これらが実質的に対向する翼弦端部で接合して前縁（１４）と後縁（１３）とを形成する翼形部（１０）と、
   前記後縁（１３）に近接して前記翼形部（１０）を貫通して延び、且つ冷却剤が流れることができる後縁通路（５０）を定める前記翼形部（１０）の壁部分と、
   を備え、
   前記壁部分が実質的に均一な厚みを有していて、前記翼形部（１０）の後縁（１３）が該後縁（１３）の形状と共形の曲線輪郭形状で画成される、ノズル（１）。
2. 前記翼形部（１０）が、前記後縁（１３）に至る方向で先細にされている、
   請求項１に記載のノズル。
3. 前記後縁通路（５０）が、前記翼形部（１０）の先細に応じて楔形状である、
   請求項２に記載のノズル。
4. 対向するプラットフォームの１以上のペアと、
   前記プラットフォームの各ペア間に配置された１以上の翼形部（１０）と、
   を備え、
   前記１以上の翼形部（１０）が、
   正圧面（１２）及び負圧面（１１）を有し、これらが前記翼形部（１０）の実質的に対向する翼弦端部で接合して、前記翼形部（１０）の前縁（１４）と前記翼形部（１０）の後縁（１３）とを形成する壁部と、
   前記後縁（１３）に近接して前記翼形部（１０）を貫通して延び、且つ冷却剤が流れることができる後縁通路（５０）を定める前記壁部の一部分と、
   を含み、
   前記壁部の一部分が実質的に均一な厚みを有していて、前記翼形部（１０）の後縁（１３）が該後縁（１３）の形状と共形の曲線輪郭形状で画成される、ノズル（１）。
5. 前記対向するプラットフォームがそれぞれ、前記のずる（１）の内側側壁（２０）及び外側側壁（３０）のセクションを含む、請求項４に記載のノズル。
6. 前記壁部の一部分が、前記正圧面（１２）及び負圧面（１１）のそれぞれの一部に沿って前記後縁（１３）の周りに延びる、請求項４に記載のノズル。
7. 前記翼形部（１０）が、前記後縁（１３）に至る方向で先細にされている、請求項４に記載のノズル。
8. 前記後縁通路（５０）が、前記翼形部（１０）の先細に応じて楔形状である、請求項７に記載のノズル。
9. 前記対向するプラットフォームが各々鋳造材料を含み、前記翼形部（１０）は、前記後縁通路（５０）が機械加工される鋳造材料を含む、請求項４に記載のノズル。
10. 前記対向するプラットフォームの鋳造材料と前記翼形部（１０）の鋳造材料とが、互いに一体的に組み合わされるように構成される、請求項９に記載のノズル。

Images