JP2012154201A - タービン動翼及びシール構造 - Google Patents

Abstract

【課題】ガスタービンエンジンの空力性能を高いレベルまで高めつつ、タービン３の組立容易性を確保すること。
【解決手段】タービン動翼１の先端側に階段状の動翼側ステップ部１３がタービン動翼１の前縁側から後縁側に向かって徐々に高くなるように形成され、タービンシュラウド２３の内側に階段状のシュラウド側ステップ部２５が動翼側ステップ部１３に相補するように形成さている。
【選択図】図１

Description

本発明は、航空機エンジン、産業用ガスタービンエンジン等のガスタービンエンジンのタービンに用いられかつ燃焼ガスの熱エネルギーを回転エネルギーに変換するタービン動翼等に関する。

一般に、回転部品であるタービン動翼の先端面とタービン動翼を覆うタービンシュラウドの内側面との間には、構造上、隙間（クリアランス）が形成されており、ガスタービンエンジンの稼働中に、タービン動翼とタービンシュラウドの間の燃焼ガスの漏れ流れ（クリアランスフロー）が発生することになる。

近年、ガスタービンエンジンの高効率化の要請に伴い、タービン動翼とタービンシュラウドとの間の燃焼ガスの漏れ流れを低減して、ガスタービンエンジンの空力性能（エンジン効率）の高めることが急務になっている。そのため、特許文献１及び特許文献２に示すように、燃焼ガスの漏れ流れを低減するために種々の開発がなされている。

特許文献１に示す先行技術（第１の先行技術）にあっては、タービン動翼の先端面に円周方向（円弧方向）に沿った複数の周方向フィン溝が一体形成されている。これにより、複数の周方向フィンによるラビリンス効果によってタービン動翼とタービンシュラウドの内側面との間の燃焼ガスの漏れ流れを低減して、ガスタービンエンジンの空力性能を高めることができる。

特許文献２に示す先行技術（第２の先行技術）にあっては、タービン動翼の先端面に円周方向に沿った複数の周方向フィンが一体形成される他に、タービンシュラウドの内側面に複数の周溝が形成されており、各周方向フィンが対応する周溝に嵌入するようになっている。これにより、タービン動翼の先端面をタービンシュラウドの内側面に近づけた上で、複数の周方向フィンと複数の周溝との協働によるラビリンス効果によってタービン動翼とタービンシュラウドとの間の燃焼ガスの漏れ流れを十分に低減して、ガスタービンエンジンの空力性能を高いレベルまで高めることができる。

米国特許第６０２７３０６号明細書 米国特許第６３５０１０２号明細書

しかし、第１の先行技術にあっては、前述のように複数の周方向フィンによるラビリンス効果を発揮させることができるものの、周方向フィンから離れた領域においては、タービン動翼の先端面とタービンシュラウドの内側面との隙間が大きくなって、タービン動翼とタービンシュラウドとの間の燃焼ガスの漏れ流れを十分に低減して、ガスタービンエンジンの空力性能を高いレベルまで高めることは困難であるという問題がある。

一方、第２の先行技術にあっては、前述のように、ガスタービンエンジンの空力性能の高いレベルまで高めることができるものの、各周方向フィンが対応する周溝に嵌入するようになっているため、タービンにおけるタービンケース内にタービンシュラウドを配設した後に、複数のタービン動翼をタービンにおけるタービンディスクに組付けた状態でタービンケース内に軸方向から挿入することができず、タービンの組立が非常に厄介であるという問題がある。

つまり、ガスタービンエンジンの空力性能を高いレベルまで高めつつ、タービンの組立容易性を確保することは極めて困難であるという問題がある。

そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な構成のタービン動翼を提供することを目的とする。

本発明の第１の特徴は、ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、燃焼ガス（高温ガス）の熱エネルギーを回転エネルギーに変換するタービン動翼において、先端側に階段状のステップ部が前縁側（前方向）から後縁側（後方向）に向かって徐々に高くなるように（換言すれば、径方向外側に変位するように）形成されていることを要旨とする。

ここで、前記タービン動翼の先端側に階段状の前記ステップ部（動翼側ステップ部）が前縁側から後縁側に向かって徐々に高くなるように形成される場合には、前記タービン動翼を囲むタービンシュラウドの内側に階段状のシュラウド側ステップ部が前記動翼側ステップ部を相補するように形成されることになる。

第１の特徴によると、前記タービン動翼の先端側に階段状の前記ステップ部が後縁側に向かって徐々に高くなるように形成されているため、前記タービン動翼の先端面を前記タービンシュラウドの内側面に近づけた上で、前記動翼側ステップ部と前記シュラウド側ステップ部との協働によるラビリンス効果によって前記タービン動翼と前記タービンシュラウドとの間の燃焼ガスの漏れ流れを十分に低減することができる。また、同じ理由により、前記タービンにおけるタービンケース内に前記タービンシュラウドを配設した後に、複数の前記タービン動翼を前記タービンにおけるタービンディスクに組付けた状態で前記タービンケース内に軸方向から挿入することができる。

本発明の第２の特徴は、ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、前記タービンにおけるタービン動翼と前記タービン動翼を囲むタービンシュラウドとの間の燃焼ガス（高温ガス）の漏れ流れを抑えるシール構造において、前記タービン動翼の先端側に前記タービン動翼の前縁側（前方向）から後縁側（後方向）に向かって徐々に高くなるように（換言すれば、径方向外側に変位するように）形成された階段状の動翼側ステップ部と、前記タービンシュラウドの内側に前記動翼側ステップ部に相補するように（前記動翼側ステップ部に沿うように）形成された階段状のシュラウド側ステップ部と、を備えたことを要旨とする。

第２の特徴によると、第１の特徴による作用と同様の作用を奏する。

本発明によれば、前記タービン動翼と前記タービンシュラウドとの間の燃焼ガスの漏れ流れを十分に低減できると共に、前記タービンケース内に前記タービンシュラウドを配設した後に、複数の前記タービン動翼を前記タービンディスクに組付けた状態で前記タービンケース内に軸方向から挿入できるため、前記ガスタービンエンジンの空力性能を高いレベルまで高めつつ、前記タービンの組立容易性を確保することができる。

図１（ａ）は、本発明の第１実施形態に係るタービン動翼のステップ部（動翼本体のステップ部）の平面図、図１（ｂ）は、本発明の第１実施形態に係るシール構造の周辺を示す模式的な断面図である。 図２は、本発明の第１実施形態に係るタービン動翼の斜視図である。 図３は、本発明の第１実施形態に係るタービン動翼の縦断面図（スパン方向に沿った断面図）である。 図４（ａ）は、本発明の第２実施形態に係るタービン動翼のステップ部の平面図、図４（ｂ）は、本発明の第２実施形態に係るシール構造の周辺を示す模式的な断面図である。 図５は、本発明の第３実施形態に係るタービン動翼のステップ部の平面図である。

（第１実施形態）
本発明の第１実施形態について図１（ａ）（ｂ）から図３を参照して説明する。なお、図中、「Ｕ」は、主流の流れ方向から見て上流方向（前方向）、「Ｄ」は、主流の流れ方向から見て下流方向（後方向）をそれぞれ指している。

図１（ａ）（ｂ）から図３に示すように、本発明の第１実施形態に係るタービン動翼１は、航空機エンジン又は産業用ガスタービンエンジン等のガスタービンエンジンのタービン３（一部のみ図示）に用いられ、ガスタービンエンジンの燃焼器（図示省略）からの燃焼ガス（高温ガス）Ｇの熱エネルギーを回転エネルギーに変換するものである。また、タービン動翼１は、タービン３におけるタービンディスク（図示省略）に組付けた状態で、タービン３におけるタービンケース５内に配設されるものである。そして、第１実施形態に係るタービン動翼１の具体的な構成は、次のようになる。

即ち、タービン動翼１は、ロストワックス精密鋳造によって製造（成型）されるものであって、動翼本体７を備えている。また、動翼本体７の基端側には、プラットホーム９が一体形成されており、プラットホーム９には、ダブテール１１が一体形成されており、ダブテール１１は、タービンディスクの周縁部に形成した嵌合溝（図示省略）に嵌合可能である。

動翼本体７の先端側（タービン動翼１の先端側）には、階段状のステップ部（動翼側ステップ部）１３が動翼本体７の前縁７ｅ側（タービン動翼１の前縁側）から後縁７ｐ側（タービン動翼１の後縁側）に向かって徐々に高くなるように形成されている。換言すれば、タービン動翼１の先端面（動翼本体７の先端面）は、前縁側から後縁側に向かって徐々に高くなるように階段状を呈している。また、動翼側ステップ部１３は、断面形状がタービン３の軸心３ｃに対して平行な３つの段付端面１３ｆ、及び断面形状がタービン３の軸心３ｃに垂直な２つの段差面１３ｖを有している。なお、動翼側ステップ部１３の段付端面１３ｆ及び段差面１３ｖの数を変更したり、動翼側ステップ部１３の段付端面１３ｆの断面形状をタービン３の軸心３ｃに対して傾斜させたり、又は動翼側ステップ部１３の段差面１３ｖの断面形状をタービン３の軸心３ｃに垂直な面に対して傾斜させたりしても構わない。

ダブテール１１からプラットホーム９にかけて、ガスタービンエンジンの圧縮機（図示省略）又はファン（図示省略）から抽気した冷却空気（圧縮空気の一部）ＣＡを導入可能な導入口１５が形成されている。また、動翼本体７の内部には、冷却空気ＣＡを流入可能な蛇行状の冷却通路１７が形成されており、冷却通路１７は、導入口１５に連通してある。そして、タービン動翼１の翼面である動翼本体７の前縁７ｅ、腹面７ｖ、及び動翼側ステップ部１３の段付端面１３ｆ（動翼本体７の先端面）には、冷却空気ＣＡを吹き出し可能な複数の吹出孔（動翼側吹出孔）１９が冷却通路１７に連通して形成されており、動翼本体７の後縁７ｐには、冷却空気ＣＡを排出可能な複数の排出孔２１が冷却通路１７に連通して形成されている。なお、動翼本体７の前縁７ｅ等の他に、動翼本体７の背面７ｂに複数の吹出孔１９が形成されるようにしても構わない。

図１（ｂ）に示すように、タービンケース５には、複数（１つのみ図示）のタービン動翼１を覆う環状のタービンシュラウド２３が配設されており、タービンシュラウド２３は、周方向に沿って複数に分割されている。

タービンシュラウド２３の内側には、階段状のシュラウド側ステップ部２５が動翼側ステップ部１３に相補するように（動翼側ステップ部１３に沿うように）形成されている。換言すれば、タービンシュラウド２３の内側面は、動翼側ステップ部１３に相補するように階段状を呈している。また、シュラウド側ステップ部２５は、断面形状がタービン３の軸心３ｃに対して平行な３つの段付端面２５ｆ、及び断面形状がタービン３の軸心３ｃに垂直な２つの段差面２５ｖを有している。なお、シュラウド側ステップ部２５の段付端面２５ｆ及び段差面２５ｖの数を変更したり、シュラウド側ステップ部２５の段付端面２５ｆの断面形状をタービン３の軸心３ｃに対して傾斜させたり、又はシュラウド側ステップ部２５の段差面２５ｖの断面形状をタービン３の軸心３ｃに垂直な面に対して傾斜させたりしても構わない。

タービンケース５とタービンシュラウド２３の間には、冷却空気ＣＡを導入可能な環状の導入室２７が形成されており、シュラウド側ステップ部２５には、冷却空気ＣＡを吹き出し可能な複数の吹出孔（シュラウド側吹出孔）２９が導入室２７に連通して形成されている。

前述の動翼側ステップ部１３とシュラウド側ステップ部２５は、タービン動翼１とタービンシュラウド２３との間の燃焼ガスＧの漏れ流れを抑えるシール構造３１として捉えることができる。

続いて、本発明の第１実施形態の作用及び効果について説明する。

タービン動翼１の先端側に階段状の動翼側ステップ部１３が前縁側から後縁側に向かって徐々に高くなるように形成され、タービンシュラウド２３の内側に階段状のシュラウド側ステップ部２５が動翼側ステップ部１３に相補するように形成されているため、タービン動翼１の先端面をタービンシュラウド２３の内側面に近づけた上で、動翼側ステップ部１３とシュラウド側ステップ部との協働によるラビリンス効果によってタービン動翼１とタービンシュラウド２３との間の燃焼ガスＧの漏れ流れを十分に低減することができる。また、同じ理由により、タービンケース５内にタービンシュラウド２３を配設した後に、複数のタービン動翼１をタービンディスクに組付けた状態でタービンケース５内に軸方向（タービンケース５の軸方向）から挿入することができる。

ガスタービンエンジンの稼動中に、冷却空気ＣＡが導入口１５を介して冷却通路１７に流入されることにより、タービン動翼１を対流冷却することができる。また、動翼本体７の対流冷却に寄与した冷却空気ＣＡが複数の吹出孔１９から吹き出されることにより、タービン動翼１を覆うフィルム冷却層（図示省略）を形成して、タービン動翼１をフィルム冷却することができる。なお、タービン動翼１の対流冷却に寄与した冷却空気ＣＡの一部は、複数の排出孔２１から排出される。

同様に、冷却空気ＣＡが導入室２７に導入されることにより、タービンシュラウド２３を対流冷却することができる。また、タービンシュラウド２３の対流冷却に寄与した冷却空気ＣＡが複数の吹出孔２９から吹き出されることにより、タービンシュラウド２３を覆うフィルム冷却層（図示省略）を形成して、タービンシュラウド２３をフィルム冷却することができる（第１実施形態の通常の作用）。

従って、本発明の第１実施形態によれば、タービン動翼１とタービンシュラウド２３との間の燃焼ガスＧの漏れ流れを十分に低減できると共に、タービンケース５内にタービンシュラウド２３を配設した後に、複数のタービン動翼１をタービンディスクに組付けた状態でタービンケース５内に軸方向から挿入できるため、ガスタービンエンジンの空力性能を高いレベルまで高めつつ、タービン３の組立容易性を確保することができる。

（第２実施形態）
本発明の第２実施形態について図４（ａ）（ｂ）を参照して説明する。なお、図中、「Ｕ」は、主流の流れ方向から見て上流方向、「Ｄ」は、主流の流れ方向から見て下流方向をそれぞれ指している。

図４（ａ）（ｂ）に示すように、本発明の第２実施形態に係るタービン動翼３３及びシール構造３５は、本発明の第１実施形態に係るタービン動翼１及びシール構造３１と同様の構成を有しており、タービン動翼３３及びシール構造３５の構成のうち、タービン動翼１及びシール構造３１の構成と異なる部分について説明する。

即ち、動翼側ステップ部１３の各段付端面１３ｆの周縁には、タービンシュラウド２３との接触を許容するスキーラ部３７が囲むように形成されている。これにより、各スキーラ部３７とタービンシュラウド２３の対応する段付端面２５ｆとの隙間を０に近づけることができ、タービン動翼１とタービンシュラウド２３との間の燃焼ガスＧの漏れ流れをより十分に低減することができる。

従って、本発明の第２実施形態によれば、本発明の第１実施形態の効果を奏する他に、ガスタービンエンジンの空力性能をより高いレベルまで高めることができる。

（第３実施形態）
本発明の第３実施形態について図５を参照して説明する。なお、図中、「Ｕ」は、主流の流れ方向から見て上流方向、「Ｄ」は、主流の流れ方向から見て下流方向をそれぞれ指している。

図５に示すように、本発明の第３実施形態に係るタービン動翼３９は、本発明の第２実施形態に係るタービン動翼３３と同様の構成を有しており、タービン動翼３９の構成のうち、タービン動翼３３の構成と異なる部分について説明する。

即ち、各スキーラ部３７の腹側部分３７ｖは、動翼側ステップ部１３の段付端面１３ｆの腹側周縁よりも背側（図５において上側）に位置している。また、前述の複数の吹出孔１９のうちのいずれかの吹出孔１９は、動翼側ステップ部１３の段付端面１３ｆの腹側周縁に位置している。これにより、高温になり易い各スキーラ部３７の腹側部分３７ｖを効率良くフィルム冷却することができる。

従って、本発明の第３実施形態によれば、本発明の第２実施形態の効果を奏する他に、スキーラ部３７の高温割れ又は溶融等の発生を抑えて、タービン動翼１の寿命を延ばすことができる。

なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではなく、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。

Ｇ 燃焼ガス
ＣＡ 冷却空気
１ タービン動翼
３ タービン
３ｃ タービンの軸心
５ タービンケース
７ 動翼本体
７ｂ 動翼本体の背面
７ｅ 動翼本体の前縁
７ｐ 動翼本体の後縁
７ｖ 動翼本体の腹面
９ プラットホーム
１１ ダブテール
１３ 動翼側ステップ部
１３ｆ 動翼側ステップ部の段付端面
１３ｖ 動翼側ステップ部の段差面
１５ 導入口
１７ 冷却通路
１９ 吹出孔
２１ 排出孔
２３ タービンシュラウド
２５ シュラウド側ステップ部
２５ｆ シュラウド側ステップ部の段付端面
２５ｖ シュラウド側ステップ部の段差面
２７ 導入室
２９ 吹出孔
３１ シール構造
３３ タービン動翼
３５ シール構造
３７ スキーラ部
３７ｖ スキーラ部の腹側部分
３９ タービン動翼

Claims (8)

1. ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、燃焼ガスの熱エネルギーを回転エネルギーに変換するタービン動翼において、
   先端側に階段状のステップ部が前縁側から後縁側に向かって徐々に高くなるように形成されていることを特徴とするタービン動翼。
2. 前記ステップ部の段付端面に前記タービンにおけるタービンシュラウドとの接触を許容するスキーラ部が形成されていることを特徴とする請求項１に記載のタービン動翼。
3. 翼面に冷却空気を吹き出し可能な複数の吹出孔が形成されていることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のタービン動翼。
4. 各スキーラ部の腹側部分が前記ステップ部の段付端面の腹側周縁よりも背側に位置してあって、
   翼面に冷却空気を吹き出し可能な複数の吹出孔が形成され、複数の前記吹出孔のうちのいずれかの前記吹出孔が前記ステップ部の段付端面の腹側周縁に位置していることを特徴とする請求項２に記載のタービン動翼。
5. ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、前記タービンにおけるタービン動翼と前記タービン動翼を囲むタービンシュラウドとの間の燃焼ガスの漏れ流れを抑えるシール構造において、
   前記タービン動翼の先端側に前記タービン動翼の前縁側から後縁側に向かって徐々に高くなるように形成された階段状の動翼側ステップ部と、
   前記タービンシュラウドの内側に前記動翼側ステップ部に相補するように形成された階段状のシュラウド側ステップ部と、を備えたことを特徴とするシール構造。
6. 前記動翼側ステップ部の段付端面に前記タービンシュラウドとの接触を許容するスキーラ部が形成されていることを特徴とする請求項５に記載のシール構造。
7. 前記動翼側ステップ部の段付端面に冷却空気を噴き出し可能な複数の動翼側吹出孔が形成され、前記シュラウド側ステップ部の段付端面に冷却空気を吹き出し可能な複数のシュラウド側吹出孔が形成されていることを特徴とする請求項５又は請求項６に記載のシール構造。
8. 各スキーラ部の腹側部分が前記動翼側ステップ部の段付端面の腹側周縁よりも背側に位置してあって、
   複数の前記動翼側吹出孔のうちのいずれかの前記動翼側吹出孔が前記動翼側ステップ部の段付端面の腹側周縁に位置していることを特徴とする請求項６に記載のシール構造。

Images