JP2011247261A - 流体的に生成される渦を用いてタービン伴流の混合を促進するシステム及び方法 - Google Patents

流体的に生成される渦を用いてタービン伴流の混合を促進するシステム及び方法 Download PDF

Info

Publication number
JP2011247261A
JP2011247261A JP2011116418A JP2011116418A JP2011247261A JP 2011247261 A JP2011247261 A JP 2011247261A JP 2011116418 A JP2011116418 A JP 2011116418A JP 2011116418 A JP2011116418 A JP 2011116418A JP 2011247261 A JP2011247261 A JP 2011247261A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
trailing edge
vane
fluid
blade
wake
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
JP2011116418A
Other languages
English (en)
Other versions
JP5826516B2 (ja
Inventor
Gupta Anyuragu
アニュラグ・グプタ
Jixian Yao
ジクシャン・ヤオ
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JP2011247261A publication Critical patent/JP2011247261A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP5826516B2 publication Critical patent/JP5826516B2/ja
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12Blades
    • F01D5/14Form or construction
    • F01D5/141Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/145Means for influencing boundary layers or secondary circulations
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/10Stators
    • F05D2240/12Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/122Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing edge of a stator vane
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/20Rotors
    • F05D2240/30Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/304Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00Geometry
    • F05D2250/10Two-dimensional
    • F05D2250/18Two-dimensional patterned
    • F05D2250/184Two-dimensional patterned sinusoidal
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

【課題】ガスタービンエンジンに関し、タービンの熱耐久性を改善するシステム及び方法を提供する。
【解決手段】高圧タービンHPTブレード14は、1つ以上の流体導入エレメント202、204が内設された、実質的にアーチ形の後縁12を含む。各々の流体導入エレメント202、204は、HPTブレード又はベーン14を介して生成される伴流の完全な混合が促進されるように、HPTブレード又はベーン14の所望の後縁領域に空気等の流体を導入する。完全な混合が促進されることによって、ガスタービンエンジンにおける、HPT/LPTの相互作用的な損失及び/又はHPT部品とLPT部品との間の軸方向の間隙が減少する。この相互作用的な損失には、下流側のブレード/ベーンの端壁(プラットフォーム部分及びブレード/ベーンの先端部分)の予期せぬ加熱に繋がる非定常的な熱伴流偏析作用、更には、遷音速と亜音速の両方の空力学的損失が含まれる。
【選択図】図10

Description

本発明は、概してガスタービンエンジンに関し、より具体的には、クーラント導入孔の使用を見直し、設計し直し、且つ/又は操作することにより、ガスタービンのブレード又はベーンのウエーク(伴流)の混合を促進し、HPT/LPT(高圧タービン/低圧タービン)の相互作用的な損失を低減すると共に、タービンの熱耐久性を改善するシステム及び方法に関する。
タービンのブレード/ベーンの伴流は、タービンのブレード/ベーンの衝撃波系統と相互に作用するが、混合が不完全な場合には、下流側のブレード/ベーンと相互に作用する。このプロセスによって比較的大きな損失が生じるが、伴流を完全に混合するには、HPTとLPTの間に軸方向の間隔が別途必要になることが多い。伴流混合の利点は、空力学的性能における利点に加えて、熱的影響にも及ぶ。フィルム冷却されたタービンベーン及びブレードから生じる伴流には、圧力的な欠点に加えて温度的な欠点もある。エアフォイル(ベーン又はブレード)の伴流の内側の運動量が小さな流体部分は、下流へと移動し、下流のエアフォイルに取り込まれ、旋回する。図13の左側は、伴流の移動を図示している。図13の右側は、伴流の外側の比較的運動量の大きな流体が、隣接するエアフォイルの圧力側に向かって移動する一方で、下流のブレード列内での流体の旋回によって、運動量の小さな流体がエアフォイルの吸気側近傍に蓄積されることを示している。伴流の流体は、伴流外側の流体に比べて低温なので、下流のエアフォイル列の流路に熱偏析が生じ、到来する伴流内側のクーラントが圧力側に到達することができない。その結果、下流のエアフォイルの圧力側が、隣接する吸気側よりも高温となり、圧力側の過熱に繋がることがある。
また、上流のエアフォイルの伴流は、二次的な流れも取り込む。このことは、「スリップ」速度とよばれることが多く、この流れは、伴流の速度が包囲している流れよりも遅い場合には「ネガティブ」ジェットとよばれ、伴流の速度が包囲している流れよりも速い場合には「ポジティブ」ジェットとよばれる。図14に示した速度トライアングルには、このネガティブジェットとポジティブジェットとが示されている。Kerrebrock, J.L.とMikolajczak,A.A.が1970年に著した「ステータ内側におけるロータ伴流の搬送と、これによる圧縮機性能への影響(Intra−Stator Transport of Rotor Wakes and Its Effect on Compressor Performance)」(ASME J. Eng. Power, Vol 92, pp.359−370)の記述によると、流体温度が満遍なく均一であったとしても、流れが下流へと移動するにつれて、こうした二次的な流れによって流体がエアフォイル流路を隔てて運搬されることになり、結果的にこの流路を隔てた温度勾配が生じる。
図1は、後縁12の内側ではなく後縁12近傍にある、タービンブレード14の流体導入エレメント10の配置と働きを示した斜視図であり、これは、タービンブレード14の後縁12に続く伴流の混合を促進するための従来技術において既知である。流体的に生成される渦16のうち少なくとも1つの働きにより、タービンブレード14の後縁12に続く伴流22の混合が促進される。流体的に生成される渦16は、タービンブレード14の後縁12の近傍で一体化された、1つ以上の流体導入エレメント24を介して生成される。各々の流体導入エレメント24は、空気流等の流体26をタービンブレード14の後縁領域に導入するように構成されており、これによって、タービンブレード14の後縁12の後方の伴流が完全に混合し易くなる。伴流の完全な混合が促進されると、比較的幅広の伴流22が得られる。
図2は、従来技術で既知の、丸みを帯びたタイプの後縁冷却スキームを有する典型的なタービンブレード30の上面斜視図であり、影付きの部分32は金属で、空洞部分は冷却流路である。タービンブレード30は、真っ直ぐな内壁38を備えた後縁スロット36を有する。図3は、真っ直ぐな内壁38を備えた後縁スロットを含む比較的薄い後縁を有する、ブリードスロット後縁冷却スキームを示す。
空力学的性能における利点を提供すると共にタービンブレード/ベーンの冷却を行うにあたり、従来技術では、流体導入エレメント/冷却孔及びスロットが用いられてきたが、こうした技術でも尚、伴流と衝撃の相互作用に起因する空力学的損失や、遷音速ベーン/ブレードの定常的な損失と非定常的な損失の両方、ブレード/ベーンが亜音速ブレード/ベーンのときの伴流の相互作用による非定常的な損失には、対処し切れていない。また、高温環境下での耐性を確保するためにベーンが、例えばフィルム冷却や後縁冷却によって激しく冷却される高圧タービンでは、結果的に非定常的な熱伴流偏析作用(thermal wake segregation effect)が生じ、例えばプラットフォーム部分やブレード/ベーンの先端部分等の、ブレード/ベーンの下流側の端壁の予期せぬ加熱に繋がることがある。低温の伴流と高温の燃焼後のガスとが相俟って、熱伴流移動効果(thermal wake migration effect)に繋がる、大きな温度勾配が生じる。
米国特許第6733240B2号
以上に鑑み、全体的な圧力勾配と全体的な温度勾配の両方を低減するシステム及び方法の提供が有利であろう。このシステム及び方法は、上流側のブレード列の熱伴流を混合することによって、下流側のエアフォイル列に流入する流れを調整し直し、これによって、下流側のブレード列内の熱偏析作用を低減することにより、隣接する下流側のブレード列の熱的負荷を低減する。図16では、1つの概略図で速度伴流の混合と熱伴流の混合を示している。伴流の混合を測定するにあたり、2つのパラメータが取り入れられている。1つ目のパラメータは、ここでは伴流領域における速度積分比率及びフリーフロー領域における速度積分比率として定義される伴流速度比率(WVR)である。もう1つのパラメータは、伴流領域における質量評価された温度積分比率及びフリーフロー領域における質量評価された温度積分比率として定義される伴流温度比率(WTR)である。
要するに、一実施例によると、高圧タービンブレード又はベーンは、1つ以上の流体導入構造が内設された、実質的にアーチ形の後縁を有し、この後縁は、伴流及び/又は衝撃の相互作用に起因する空力学的損失を低減するように構成され、尚且つ、熱伴流偏析作用を所望のレベルまで低減するように構成されている。
別の実施例によると、高圧タービン(HPT)ブレード又はベーンは、1つ以上の山形を有する小鈍鋸歯状後縁を有し、この1つ以上の山形は、後縁の圧力側、吸気側、或いは、圧力側と吸気側の両方に配設されており、対応する伴流及び/又は衝撃の相互作用に起因する空力学的損失が所望のレベルまで低減されるように、尚且つ、対応する熱伴流偏析作用が所望のレベルまで低減されるように、HPTブレード及びベーンを介して生成された伴流の完全な混合を促進するべく構成されている。
また別の実施例によると、高圧タービン(HPT)ブレード又はベーンは、1つ以上の流体導入構造が内設された小鈍鋸歯状後縁を有し、流体を所望の後縁領域内に導入するように構成されており、導入された流体は、伴流及び/又は衝撃の相互作用に起因する空力学的損失が所望のレベルまで低減されるように、尚且つ、熱伴流偏析作用が所望のレベルまで低減されるように、小鈍鋸歯状後縁の通路の流体の流れと相俟って、導入された流体と通路の流体の流れとの相互作用から流れ方向の渦巻き運動を生成し、HPTブレード又はベーンによって生成される伴流の完全な混合を促進する。
また別の実施例によると、高圧タービン(HPT)伴流混合システムは、HPTブレード又はベーンの後縁の外側に、1つ以上の冷却孔が内設された既存のHPTブレード又はベーンを有し、この既存のHPTブレード又はベーンは、1つ以上の幾何学的エレメントを備えて再構成されており、この1つ以上の幾何学的エレメントによって、1つ以上の冷却孔から導入された流体を操作して、伴流と衝撃の相互作用に起因する空力学的損失を低減し、尚且つ、熱伴流偏析作用を所望のレベルまで低減するようになっている。
また別の実施例によると、高圧タービン(HPT)伴流混合システムは、実質的にアーチ形の後縁を有し、更に1つ以上の冷却スロット又は孔が内設された、既存のHPTブレード又はベーンを有し、この既存のHPTブレード又はベーンは、実質的にアーチ形の後縁に内設された1つ以上の流体導入エレメントを備えて再構成されており、この1つ以上の流体導入エレメントから導入された流体が1つ以上の冷却スロット又は孔を通じて流れる流体と相俟って、伴流と衝撃の相互作用に起因する空力学的損失を低減し、尚且つ、熱伴流偏析作用を所望のレベルまで低減するようになっている。
全図面を通じて同様の部分を同様の符号で表す添付図面に関連して以下の詳細な説明を参照すると、本発明のこれら及びその他の特徴、態様、及び利点についての理解が更に深まるであろう。
タービンブレードの後縁に続く伴流の混合を促進するための従来技術において既知のタービンブレードの後縁近傍における、但し後縁内部には位置していない、流体導入エレメントの配置と働きを示した斜視図である。 影付きの部分が金属であり、空洞領域がクーラント流路である、丸みを帯びた後縁を有する既知のタービンブレードの上面斜視図である。 通常は発電タービンで使用される、真っ直ぐな内壁を備えた後縁を有する、既知の強力な後縁冷却スキームを示した図である。 本発明の一実施例による複数の内側スロット壁のうち1つが小鈍鋸歯状である、タービンブレード又はベーンの後縁スロットを示した図である。 一実施例による、図4に示したタービンブレード又はベーンの端面図である。 別の実施例による、図4に示したタービンブレード又はベーンの端面図である。 一実施例によるタービンブレード又はベーン用の小鈍鋸歯状後縁を示した斜視図である。 一実施例による高圧タービンブレード又はベーンの山形後縁を示した図である。 本発明の様々な実施例を適用可能なガスタービンエンジンを示した概略図である。 本発明の一実施例による、伴流及び/又は衝撃の相互作用に起因する空力学的損失を低減すると共に、熱伴流偏析作用を所望レベルまで低減するための、タービンブレードの後縁内における流体導入エレメントの配置と働きを示した断面図である。 本発明の別の実施例による、伴流及び/又は衝撃の相互作用に起因する空力学的損失を低減すると共に、熱伴流偏析作用を所望のレベルまで低減するための、タービンブレードの後縁内における流体導入エレメントの配置と働きを示した断面図である。 本発明の別の実施例による、伴流及び/又は衝撃の相互作用に起因する空力学的損失を低減すると共に、熱伴流偏析作用を所望のレベルまで低減するための、タービンブレードの後縁内における流体導入エレメントの配置と働きを示した断面図である。 一実施例による、伴流の外側の運動量が比較的大きな流体が隣接するエアフォイルの圧力側に向かって移動する一方で、運動量が小さな流体がエアフォイルの吸気側の近傍に蓄積する、下流側のブレード列内における伴流の移動及び流体の旋回を示した図である。 「スリップ」速度とよばれることが多く、包囲している流れよりも伴流速度が遅い場合には「ネガティブ」ジェットとよばれ、包囲している流れよりも伴流速度が速い場合には「ポジティブ」ジェットとよばれる二次的な流れを導入する上流側エアフォイルの伴流を示す速度トライアングルを示した図である。 一実施例による、下流ブレード列内の熱偏析作用を低減することによって隣接する下流側のブレード列の熱負荷を低減するための、上流側のブレード列の熱伴流の混合に基づく、伴流温度比率とエアフォイル表面の温度差との相関関係を示した図である。 速度伴流と熱伴流との混合を単一の概略図で示した図である。 一実施例による、タービンブレード又はベーンの後縁に配設された流体導入スロットを示した図である。 一実施例による、タービンブレード又はベーンの後縁に配設された流体導入孔を示した図である。 一実施例による、タービンブレード又はベーンの吸気側の山形後縁を示した図である。 一実施例による、タービンブレード又はベーンの吸気側の山形後縁を示した図である。 一実施例による、タービンブレード又はベーンの圧力側後縁の冷却スロットを示した図である。 図21に示したタービンブレード又はベーンの断面の上面図である。
上記の図面は、代替実施例を提示しているが、以下の考察で言及するように、本発明のその他の実施例も想定される。いずれの場合も、本開示は、限定目的においでではなく説明目的において、本発明の図示の実施例を提示している。当業者であれば、本発明の原理の技術的範囲及び概念的範囲に属するその他多くの変更及び実施例を想到可能であろう。
本明細書に更に詳細に記載する図10〜図12及び図17〜図18に示したような特定の実施例によると、冷却孔伴流混合エレメントを高圧タービン(HPT)ブレード又はベーンの実質的にアーチ形の厚い後縁に内設することで、後縁伴流混合スキームを提供する。流体を主流路に対して平行に導入する従来の後縁伴流混合方式とは異なり、これらの実施例では、有利には、主流路に対してピッチ角及び/又はヨー角に流体を導入して、本明細書に更に詳細に記載の、所望の流れ方向の渦を生成する。
本明細書に更に詳細に記載する図4〜図8及び図19〜図20に示したようなその他の実施例によると、山形後縁を、高圧タービンブレード又はベーンの圧力側、吸気側、或いは、圧力側及び吸気側の両方に備えることで、圧力側ブリードスロット後縁伴流混合スキームを提供する。
また別の実施例によると、本明細書に更に詳細に記載する図10〜図12及び図12〜図22に示したような流体導入エレメント/構造は、(図4〜図8に示したような)小鈍鋸歯状後縁スロット壁の通路の流れと相互作用するように、且つ、導入された流れと小鈍鋸歯状スロット通路の流れとの相互作用から流れ方向の渦巻き運動を生成するように、対応するタービンブレード壁に対して所定の角度で流体を導入するべく配置されている。流れ方向の渦巻き運動の生成とその強度を調整することで、これに限定されないが後縁伴流等の対応する伴流と相俟って、この伴流を完全に混合させ、それによって、この伴流が下流側の衝撃移動とエンジン部品と相互作用する時点迄の、伴流の速度的な欠点を軽減する。
流れ方向の渦巻き運動を生成するこれらの流体的な手法は、伴流の混合を促進するべく機能し、その結果、伴流が素早く消散する。高圧タービンブレード/ベーン14から到来する伴流が素早く消散することによって、さもなければ、これらの伴流が隣接する低圧タービン(LPT)ブレード/ベーンとこれに対応する流れ構造と相互作用したときに生じていたであろう空力学的損失が低減される。
一実施例によると、本明細書に記述する原理の実現に好適な渦巻き運動の流体的生成は、安定した吹き込みによってもたらされる。別の実施例では、脈動的な吹き込みを用いてもよい。また別の例では、一定の吹き込みと脈動的な吹き込みの両方を用いることで、所望の流れ方向の渦巻き運動をもたらす。幾つかの実施例では更に、このような渦巻き運動の生成を促進する幾何学的な特徴を用いてもよい。幾何学的な特徴は、所望の用途によって異なり、これに限定されないが、幾何学的な特徴には、孔、スロット、及びこれらの様々な幾何学的な組合せが含まれる。例えば、寸法及び導入の配向に関して、一対の導入孔を調整することで、例えば、これに限定されないが、強度、持続性、及び(不規則的な吹き込みを用いる場合の)頻度を含む所望の特徴又は不可欠な特徴を創出する。
本明細書に記述した原理の実現に好適な渦巻き運動を流体的に生成する一実施例は、HPT及び/又はLPTタービンブレード表面の能動的冷却のために既に使用されている孔及び/又はスロットを変更することで、所望の流れ方向の渦巻き運動をもたらすことにより、実現する。このような実施例では、既存の基礎構造を利用するので、最小限のリエンジニアリングで所望の渦巻き運動を実現できる。
本明細書に記述した原理による伴流の混合を促進する手段は、単純な後縁方向の放出だけに限定されるものではない。これらの手段を拡張して、局所的に渦を形成する追加の幾何学的特徴と一緒に機能させ、伴流の混合を促進できる。こうした特徴には、これに限定されないが、図4〜図8に示したような小鈍鋸歯状後縁が含まれる。
図4は、本発明の一実施例による、複数の内側スロット壁44のうち1つが小鈍鋸歯状の、HPTタービンブレード又はベーン42の後縁スロット40を示す。図5は、一実施例による、図4に示したタービンブレード又はベーン42の端面図である。図6は、別の実施例による、図4に示したタービンブレード又はベーン42の端面図である。この小鈍鋸歯状内側スロット壁44は、1)流体導入エレメント/構造又は冷却孔のみを使用するか、2)ブレード/ベーンのプラットフォーム部分又はキャンバー部分の変更のみを用いるか、或いは、3)真っ直ぐな内壁を有する後縁スロットと組み合わせて、流体導入エレメント/構造を使用すること、により実現可能なものに比べて、タービンブレード42によって生成される伴流の混合が更に促進されるように機能する。
図7は、別の実施例による高圧タービン(HPT)ブレード又はベーンの小鈍鋸歯状後縁50を示す斜視図である。図8は、また別の実施例による高圧タービンブレード又はベーンの山形後縁60を示している。本明細書で使用する山形310は、図20に示すような圧力側304において、図19に示すような吸気側において、或いは、これに限定されないが、図3に示すブレードのような高圧タービンブレード又はベーンの圧力側及び吸気側の両方において用いられる、三角形の鋸歯状プラットフォームの変形形態として定義される。
例えば、図21及び図22に示したような、尖った圧力側及び吸気側後縁304、306及び圧力側冷却スロット302を備えたガスタービンブレード/ベーン300は、山形又は小鈍鋸歯状の表面、或いは、山形と小鈍鋸歯状を組み合わせたものを、下部リップ又は上部リップのいずれか、或いはこれらの両方の側に用いることができるように構成されており、冷却通路302は、流れ方向の渦巻き運動の生成が最大になるような幾何学形状になるように調整されている。図21は、航空機エンジン用途での使用に好適なタービンブレード/ベーン300の後縁部分を示した側面図であり、このときの後縁304、306は、発電機械に使用するものよりも薄くなっている。
このように、流体導入スロット400及び流体導入孔402をそれぞれ示す図17及び図18に示したような後縁(TE)上に配設された、高圧タービン(HPT)又は低圧タービン(LPT)のブレードの1つ以上の幾何学的特徴に一体化することにより既知の手法を用いて局所的な渦を実現可能なものに比べて伴流の混合が促進される、1つ以上の流体導入エレメント400、402により、流れ方向の渦が生成される。一実施例によると、流体導入エレメントはそれぞれ、対応するHPT又はLPTタービンブレードの後縁領域内に空気流等の流体を導入して、導入された流体の流れと流路中の流体の流れとの相互作用から流れ方向の渦巻き運動を創出するように構成されており、これによって、(HP又はLP)タービンブレードの後縁の後方における伴流の完全な混合が促進される。タービンブレード後縁の後方の伴流の完全な混合の促進により、HPT/LPTの相互作用的損失が低減され、且つ/又は、ガスタービンエンジン内のHPT及びLPT部品どうしの間の軸方向の間隙を縮小できる。
より具体的には、システム及び方法の実施例は、渦の導入によって全体的な圧力勾配と温度勾配の両方を低減すると説明した。これによって、下流側のエアフォイル列に進入する流れを調整できる。上流側のブレード列の熱伴流の混合は、下流側のブレード列内の熱偏析作用の低減により、隣接する下流側のブレード列の熱負荷の低減に有益である。この効果は、伴流温度比率とエアフォイル表面の温度差との相関関係を示した図15のグラフに更に詳細に示されているが、その場合、グラフ内の伴流温度比率は、伴流領域内の温度の総和を、伴流の外側の流域内の温度の総和で割ったものとして定義される。
空力学的性能とシステム要件/熱要件との間でトレードオフが必要となる点に鑑み、空力学的性能に用いられている既存の技術を変更して本明細書に記述した原理を実施することができる。したがって、空力学的性能とシステム要件/熱要件を両立できる限り、空力学的性能に用いられている既存の技術を変更して本明細書に記載の原理を実施することができる。
図9は、本発明の様々な実施例を適用可能なガスタービンエンジン100の一部の断面を示した概略図である。ガスタービンエンジン100は、対応のLPT128と連動するHPT124を含むことがわかる。
図10は、本発明の一実施例による、伴流及び/又は衝撃の相互作用に起因する空力学的損失を低減し、尚且つ、伴流の熱偏析作用を所望のレベルまで低減するための、HP又はLPタービンブレード14の実質的にアーチ形の後縁12内における流体導入エレメント200の配置と働きを示した断面図である。流体導入エレメント200は、本明細書に記載の原理に従って、空気等の所望の流体26をブレード14の後縁の圧力及び吸気側の両方に導入するように構成された一対の流体導入孔202、204を有する。
図11は、本発明の別の実施例による伴流及び/又は衝撃の相互作用に起因する空力学的損失を低減し、熱伴流偏析作用を所望のレベルまで低減するための、HP又はLPタービンブレード14の実質的にアーチ形の後縁12内における1つ以上の流体導入エレメント210の配置と働きを示す断面図である。流体導入エレメント210の一部を形成する流体導入孔212は、本明細書に記載の原理に従って空気等の望ましい流体26をブレード14の後縁12の先端部分に導入するように構成されている。
図12は、本発明の別の実施例による、伴流及び/又は衝撃の相互作用に起因する空力学的損失を低減し、尚且つ、熱伴流偏析作用を所望のレベルまで低減するための、HP又はLPタービンブレード14の実質的にアーチ形の後縁12内における1つ以上の流体導入エレメント220の配置と働きを示す断面図である。流体導入エレメント220の一部を形成する流体導入孔222は、本明細書に記載の原理に従って空気等の所望の流体26をブレード14の後縁12の圧力側又は吸気側に導入するように構成されている。
本明細書に記載の実施例は、有利には、伴流と衝撃の相互作用に起因する空力学的損失を低減する。この損失には、遷音速のベーン/ブレードの定常的な損失及び非定常的な損失と、ブレード/ベーンが亜音速のときの伴流の相互作用に起因する非定常的な損失とが含まれる。本明細書に記載の実施例は、更に有利には、熱伴流移動効果に繋がる低温の伴流と、高温の燃焼後のガスに起因する下流側のブレード端壁の予期しない加熱に繋がる、非定常的な熱伴流偏析作用を低減する。
HP又はLPガスタービンブレード又はベーンを介して生成される伴流を、HPT及び/又はLPTブレード又はベーンのタイプに基づいて選択的に混合するにあたり、本明細書に記載の原理を容易に適用でき、これによって、伴流及び/又は衝撃の相互作用に起因する相応の空力学的損失を所望のレベルまで低減し、尚且つ、1つ以上の下流側のタービンブレード又はベーンの空力学的要件及び熱的要件に基づく所望のレベルまで熱伴流偏析作用を低減することができる。
以上、本明細書では、本発明の一部の特徴についてのみ図示及び記述したが、当業者には、多数の変更及び変形が想到可能であろう。したがって、添付の特許請求の範囲は、本発明の概念的範囲に属するそれら全ての変更及び変形を含むことを意図していることを理解されたい。
10 流体導入エレメント
12 タービンブレードの後縁
14 タービンブレード
16 流体的に生成される渦
22 伴流
26 流体
30 タービンブレード
32 金属
34 クーラント流路
36 後縁スロット
38 後縁スロットの内壁
40 後縁スロット
42 HPTブレード/ベーン
44 後縁小鈍鋸歯状スロット内壁
50 HPTブレード小鈍鋸歯状後縁
60 HPTブレード山形後縁
100 ガスタービンエンジン
124 ガスタービンエンジンHPT
128 ガスタービンエンジンLPT
200 流体導入エレメント
202 流体導入孔
204 流体導入孔
210 流体導入エレメント
212 流体導入孔
220 流体導入エレメント
222 流体導入孔
300 タービンブレード/ベーン
302 冷却スロット
304 圧力側後縁
306 吸気側後縁
310 後縁山形
400 流体導入スロット
402 流体導入孔

Claims (10)

  1. 伴流と衝撃の相互作用に起因する空力学的損失が所望のレベルまで低減し、尚且つ、伴流熱偏析作用が所望のレベルまで低減するように、前記伴流を完全に混合する渦巻き運動を創出するべく1つ以上のアングルから主流に流体を導入するための流体導入エレメントとして構成された後縁冷却孔(202)、(204)の構造を有する実質的にアーチ形の後縁(12)を有する、高圧タービン(HPT)ブレード(14)又はベーン(14)。
  2. 少なくとも1つの流体導入エレメント(202)、(204)が、前記後縁(12)の圧力側に流体を導入するように構成された、請求項1に記載のHPTブレード又はベーン(14)。
  3. 少なくとも1つの流体導入エレメント(202)、(204)が、前記後縁(12)の吸気側に流体を導入するように構成された、請求項1に記載のHPTブレード又はベーン(14)。
  4. 少なくとも1つの流体導入エレメント(202)が、前記後縁(12)の圧力側に流体を導入するように構成され、少なくとも1つの別の流体導入エレメント(204)が、前記後縁(12)の吸気側に流体を導入するように構成された、請求項1に記載のHPTブレード又はベーン(14)。
  5. 1つ以上の流体導入エレメント(202)が、別の導入エレメント(204)を介して流体が脈動的に導入されるのと同時に、流体流が所定の固定比率の流体を導入するように構成された、請求項1に記載のHPTブレード又はベーン(14)。
  6. 更に、前記1つ以上の流体導入エレメント(202)、(204)が、渦巻き運動の所望の強さ、渦巻き運動の所望の持続性、渦巻き運動の所望の頻度のうち少なくとも1つの特性を備えた流れ方向の渦巻き運動を生成するように、各々の導入エレメント(202)、(204)の寸法及び配向が、対応するタービンブレード又はベーン(14)相応に構成された、請求項1に記載のHPTブレード又はベーン(14)。
  7. 1つ以上のタービンブレード又はベーンの幾何学的エレメント(200)を更に有し、
    前記1つ以上の幾何学的エレメント(200)は、前記1つ以上の流体導入エレメントと連動して、前記HPTブレード又はベーン(14)を介して生成される前記伴流を混合するように構成されている、請求項1に記載のHPTブレード又はベーン(14)。
  8. 前記1つ以上の幾何学的エレメント(200)が1つ以上の流体通路を含む、請求項7に記載のHPTブレード又はベーン(14)。
  9. 前記1つ以上の幾何学的エレメント(200)が、小鈍鋸歯状後縁、山形後縁、後縁冷却スロット、及びこれらを組合せたものから選択される、請求項7に記載のHPTブレード又はベーン(14)。
  10. 前記1つ以上の幾何学的エレメント(200)が後縁スロットを有し、
    前記スロットの少なくとも1つの内壁が該スロットの長さ方向において小鈍鋸歯状になっている、請求項7に記載のHPTブレード又はベーン(14)。
JP2011116418A 2010-05-28 2011-05-25 流体的に生成される渦を用いてタービン伴流の混合を促進するシステム及び方法 Active JP5826516B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/789,480 2010-05-28
US12/789,480 US8608429B2 (en) 2010-05-28 2010-05-28 System and method for enhanced turbine wake mixing via fluidic-generated vortices

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2011247261A true JP2011247261A (ja) 2011-12-08
JP5826516B2 JP5826516B2 (ja) 2015-12-02

Family

ID=44352267

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2011116418A Active JP5826516B2 (ja) 2010-05-28 2011-05-25 流体的に生成される渦を用いてタービン伴流の混合を促進するシステム及び方法

Country Status (4)

Country Link
US (1) US8608429B2 (ja)
EP (1) EP2390464B1 (ja)
JP (1) JP5826516B2 (ja)
CN (1) CN102330571B (ja)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2015127537A (ja) * 2013-12-30 2015-07-09 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ タービンブレードの内部冷却回路
JP2018135883A (ja) * 2017-02-23 2018-08-30 国立大学法人東京農工大学 タービン翼の冷却方法

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2746966T3 (es) 2012-06-01 2020-03-09 MTU Aero Engines AG Canal de transición para una turbomáquina y turbomáquina
US9963974B2 (en) * 2012-10-23 2018-05-08 United Technologies Corporation Reduction of equally spaced turbine nozzle vane excitation
DE102013206207A1 (de) * 2013-04-09 2014-10-09 MTU Aero Engines AG Schaufelblatt für eine Strömungsmaschine mit Hinterkantenprofilierung, Schaufel und integral beschaufelter Rotor
US20150041590A1 (en) * 2013-08-09 2015-02-12 General Electric Company Airfoil with a trailing edge supplement structure
JP6245740B2 (ja) * 2013-11-20 2017-12-13 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン翼
US20150167979A1 (en) * 2013-12-17 2015-06-18 General Electric Company First stage nozzle or transition nozzle configured to promote mixing of respective combustion streams downstream thereof before entry into a first stage bucket of a turbine
US20160169004A1 (en) * 2014-12-15 2016-06-16 United Technologies Corporation Cooling passages for gas turbine engine component
US10443399B2 (en) 2016-07-22 2019-10-15 General Electric Company Turbine vane with coupon having corrugated surface(s)
US10465525B2 (en) 2016-07-22 2019-11-05 General Electric Company Blade with internal rib having corrugated surface(s)
US10450868B2 (en) 2016-07-22 2019-10-22 General Electric Company Turbine rotor blade with coupon having corrugated surface(s)
US10465520B2 (en) 2016-07-22 2019-11-05 General Electric Company Blade with corrugated outer surface(s)
US10436037B2 (en) 2016-07-22 2019-10-08 General Electric Company Blade with parallel corrugated surfaces on inner and outer surfaces
US20190078450A1 (en) * 2017-09-08 2019-03-14 United Technologies Corporation Inlet guide vane having a varied trailing edge geometry
GB2581351A (en) * 2019-02-13 2020-08-19 Rolls Royce Plc Blade for a gas turbine engine
GB2592009B (en) * 2020-02-11 2022-08-24 Gkn Aerospace Sweden Ab Compressor blade
CN112523809A (zh) * 2020-11-30 2021-03-19 北京动力机械研究所 一种抑制涡轮转子叶片非定常气流激振力的方法
CN113123898B (zh) * 2021-04-19 2022-06-07 中国人民解放军国防科技大学 一种基于分隔板后缘射流扰动的超声速流混合装置
CN113790175B (zh) * 2021-09-22 2024-05-24 大连海事大学 一种改善导叶尾涡的径向进气室

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6298701U (ja) * 1985-12-13 1987-06-23
JP2000356105A (ja) * 1999-06-01 2000-12-26 General Electric Co <Ge> タービン・エーロフォイル
JP2003090300A (ja) * 2001-07-18 2003-03-28 General Electric Co <Ge> 鋸歯状部をもつファンブレード
JP2003193804A (ja) * 2001-12-10 2003-07-09 Snecma Moteurs 高圧タービンブレードの後縁の高温状態の改良
JP2003227302A (ja) * 2002-02-04 2003-08-15 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 伴流混合促進翼
US20050106022A1 (en) * 2003-11-13 2005-05-19 Macmanus David G. Vorticity control in a gas turbine engine
US20080149205A1 (en) * 2006-12-20 2008-06-26 General Electric Company System and method for reducing wake
US20080199317A1 (en) * 2007-02-21 2008-08-21 United Technologies Corporation Local indented trailing edge heat transfer devices
JP2009534570A (ja) * 2006-04-21 2009-09-24 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト タービン翼

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4813633A (en) 1986-12-29 1989-03-21 United Technologies Corporation Airfoil trailing edge
US5676333A (en) 1990-07-23 1997-10-14 Rethorst; Scott Supersonic aircraft shock wave energy recovery system
US5598990A (en) 1994-12-15 1997-02-04 University Of Kansas Center For Research Inc. Supersonic vortex generator
US5758823A (en) 1995-06-12 1998-06-02 Georgia Tech Research Corporation Synthetic jet actuator and applications thereof
WO2008108881A2 (en) 2006-09-08 2008-09-12 Steven Sullivan Method and apparatus for mitigating trailing vortex wakes of lifting or thrust generating bodies
US8083487B2 (en) 2007-07-09 2011-12-27 General Electric Company Rotary airfoils and method for fabricating same

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6298701U (ja) * 1985-12-13 1987-06-23
JP2000356105A (ja) * 1999-06-01 2000-12-26 General Electric Co <Ge> タービン・エーロフォイル
JP2003090300A (ja) * 2001-07-18 2003-03-28 General Electric Co <Ge> 鋸歯状部をもつファンブレード
JP2003193804A (ja) * 2001-12-10 2003-07-09 Snecma Moteurs 高圧タービンブレードの後縁の高温状態の改良
JP2003227302A (ja) * 2002-02-04 2003-08-15 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 伴流混合促進翼
US20050106022A1 (en) * 2003-11-13 2005-05-19 Macmanus David G. Vorticity control in a gas turbine engine
JP2009534570A (ja) * 2006-04-21 2009-09-24 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト タービン翼
US20080149205A1 (en) * 2006-12-20 2008-06-26 General Electric Company System and method for reducing wake
US20080199317A1 (en) * 2007-02-21 2008-08-21 United Technologies Corporation Local indented trailing edge heat transfer devices

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2015127537A (ja) * 2013-12-30 2015-07-09 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ タービンブレードの内部冷却回路
JP2018135883A (ja) * 2017-02-23 2018-08-30 国立大学法人東京農工大学 タービン翼の冷却方法
JP6993687B2 (ja) 2017-02-23 2022-01-13 国立大学法人東京農工大学 タービン翼の冷却方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN102330571A (zh) 2012-01-25
JP5826516B2 (ja) 2015-12-02
US8608429B2 (en) 2013-12-17
EP2390464B1 (en) 2020-08-26
US20110293422A1 (en) 2011-12-01
CN102330571B (zh) 2015-04-01
EP2390464A2 (en) 2011-11-30
EP2390464A3 (en) 2017-12-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5826516B2 (ja) 流体的に生成される渦を用いてタービン伴流の混合を促進するシステム及び方法
US8128366B2 (en) Counter-vortex film cooling hole design
JP5551856B2 (ja) 回転機械で使用する翼形部及びそれを製作する方法
US9546554B2 (en) Gas turbine engine components with blade tip cooling
US4515526A (en) Coolable airfoil for a rotary machine
EP2578803B1 (en) Methods and systems for use in regulating a temperature of components
JP4063938B2 (ja) ガスタービンエンジンの動翼の冷却通路の乱流器構造
KR101509385B1 (ko) 스월링 냉각 채널을 구비한 터빈 블레이드 및 그 냉각 방법
US10677066B2 (en) Turbine blade with airfoil tip vortex control
US10443396B2 (en) Turbine component cooling holes
US8882461B2 (en) Gas turbine engines with improved trailing edge cooling arrangements
US20090304494A1 (en) Counter-vortex paired film cooling hole design
JP2006170198A (ja) タービン段
JP2015117934A (ja) タービンの第1段バケットに流入する前に下流側のそれぞれの燃焼流の混合を促進するように構成された第1段ノズルまたは移行ノズル
CN108884716B (zh) 带有具备分流器特征的内部冷却通道的涡轮翼型件
CN112459852B (zh) 一种应用于涡轮叶片尾缘半劈缝的双导流肋导流结构
JP2015536410A (ja) ガスタービン用の排気ガスディフューザ
JP2019002401A (ja) ターボ機械のブレードの冷却構造および関連する方法
US20170145827A1 (en) Turbine blade with airfoil tip vortex control
Ronald et al. Impingement cooling in gas turbines: Design, applications, and limitations
CN112523810B (zh) 一种应用于涡轮叶片尾缘半劈缝的三角柱型导流结构
EP2818637B1 (en) Gas turbine component for releasing a coolant flow into an environment subject to periodic fluctuations in pressure
US11230931B1 (en) Inserts for airfoils of gas turbine engines
Kumar et al. Understanding the effect of three-dimensional design in tandem blade
KR20110054368A (ko) 가스터빈 엔진용 압축기의 유동 안정화 구조

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20140516

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20150326

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20150331

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20150626

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20150727

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20150828

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20150915

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20151014

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 5826516

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

S111 Request for change of ownership or part of ownership

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313113

R350 Written notification of registration of transfer

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350