JP2014532829A - タービン成形エアロフォイルを製造するための方法 - Google Patents

Abstract

本方法によれば、基準エアロフォイルから出発してタービンエアロフォイルが製造され、実質的に使用時に境界層における二次流のピークの位置に対応する二つの領域（２５，２６）において、トレーリングエッジにおいて金属出口角が局所的に減少させられる。

Description

本発明は、タービンエアロフォイルを製造するための方法に関する。

周知のように、タービンブレード列においては、各エアロフォイルの高さに沿って、概して一次ガス流（負荷は圧力側と吸引側との間の圧力差に比例する）によって及ぼされる負荷の変動が、エアロフォイルの二つの対向端部における負荷条件間で線形補間傾向変動として加えられる。

最近では、端壁、そしてブレード列の半径方向端部の近傍における負荷（したがって圧力側と吸引側との圧力差）を減少させるために、線形傾向変動ではなく、放物線傾向変動を伴う負荷分布が提案され、かつ、採用されている。

実際、これは、端壁にて境界層における二次流損失を制限する傾向がある。というのは、圧力側と吸引側との間のブレード間流路内の圧力差が高ければ高いほど、境界層および対応する二次流損失がますます大きくなるからである。

ブレード間流路内の二次流発生の現象の概要が図１に示されている。二次流は、本質的に、二つの隣接するブレードの圧力側と吸引側との間の圧力差によって生じ、そして端壁近傍における周方向への境界層に沿って流れる。したがって、それらは、ブレード間流路内の一次ガス流の方向と直交する。周方向へのこれらの流れは、また一次ガス流の方向と直交する、やはり二つの隣接するブレードの圧力側および吸引側に沿った流れを発生させる。

上述したように、圧力側と吸引側との間の圧力差を低減することによって、タービンブレード列における二次流損失を制限することが試みられている。実際、これは、ブレード間流路における端壁に近い境界層内での周方向の流れの発生につながるスラストを低下させる傾向がある。

非軸対称タイプの「サイドウォール輪郭取り（Side Wall Contouring）」技術に関する、すなわち端壁の非円形形状に関する、さまざまな提案もまた、目的および主眼は同じものであった。

本発明の目的は、上述した周知の形態に加えて、またはそれに代えて利用することができる解決策によって、簡単かつ安価に、上記課題を解決することを可能とする、タービンエアロフォイルを製造するための方法を提供することである。

本発明によれば、請求項１によって規定されるタービンエアロフォイルを製造するための方法が提供される。

以下、本発明について、その実施形態の非限定的な例を示す図面を参照して説明する。

タービンステージのブレード間流路内での二次流発生現象を示す概略図である。 タービンステージを経線面に沿った断面で部分的に示す図である。 本発明に係る方法によって製造されたタービンのエアロフォイルの好ましい実施形態を部分的に示す図である。 標準的なエアロフォイルの出口角と比較した図３のエアロフォイルの出口角に関連する二つのグラフである。 プロファイルの高さ全体に沿った、図３のエアロフォイルの損失と標準的なエアロフォイルのそれとの比較を示すグラフである。

図２において、参照数字１は、概して軸流タービン（概略的かつ部分的に示す）を指し示しており、これは航空エンジン（図示せず）の一部を形成すると共に、その軸線（参照数字を付していない）に対して軸対称性を有する。

タービン１は、一連の同軸ステージ（その一つのみが図１において１０で指し示されている）を備え、かつ、ステータ１１と、このステータ１１の下流に配置されたローター１２とを備える。

ステータ１１は、外側環状端壁１４と内側環状端壁１５とを備え、これらは互いに向かい合って、その間に半径方向に環状ダクト１８を画定するが、この環状ダクト１８は、膨張ガス流を導くよう構成され、かつ、ガス流の進む方向に増大する平均直径を有する。

端壁１４，１５は、ブレードあるいはエアロフォイル２０の列を支持するが（その一つのみを図示する）、これは、タービンの軸線を中心として互いに角度的に等間隔に配置され、ダクト１８内に収容され、そして複数のノズルあるいはブレード間流路を、タービンの軸線に関して周方向に画定する。

同様に、ローター１２は、外側環状端壁１４ａと内側環状端壁１５ａとを備え、これは互いに向き合っており、かつ、その間に環状ダクト１８ａを半径方向に画定するが、これは、増大する平均直径を備える、膨張するガス流を案内するためのダクト１８の延長部を形成する。ローター１２はまた、タービンの軸線の周りに角度的に互いに等距離でダクト１８ａ内に収容されるように端壁１４ａ，１５ａ間に半径方向に配置され、かつ、タービンの軸線に関して周方向に複数のノズルあるいはブレード間流路を画定するブレードあるいはエアロフォイル２０ａの列（その一つのしか示していない）を備える。

本発明によれば、エアロフォイル２０，２０ａのトレーリングエッジ２３における出口角は、同じエアロフォイルの高さに沿った、放物線法則に対して、より複雑な負荷変動法則に従って、二次流を最小化するために最適化される。

特に、設計段階で、四次多項式法則を、エアロフォイル２０の高さに沿った負荷の変動のために適用することができる。この法則は、一次ガス流の方向と直交する方向へのエアロフォイル２０の側面に沿った二次流の動きに抗する局所的圧力分布と、端壁近傍における負荷の低減とを実現することを可能とする。

課される負荷変動は、基準ジオメトリーまたは形態に関して本発明のエアロフォイル２０のトレーリングエッジ２３によって形成される金属出口角の変動に対応する（図３）。負荷分布（したがって、負荷に比例する、圧力側と吸引側との間の圧力差の変動）が放物線型である標準的なエアロフォイルのジオメトリーが基準形態として採用される。

図４は、標準的なエアロフォイルに対するエアロフォイル２０の差異を示す二つのグラフを含む。
１）右側のグラフは、横軸上に、金属出口角を、すなわちエアロフォイルの無次元高さの関数（縦軸）として、標準的なエアロフォイルに関する、そして本発明のエアロフォイル２０に関する、トレーリングエッジのジオメトリーによって規定される出口角を示している。
２）左側のグラフは、実験的試行によって、あるいはコンピュータプログラムによるシミュレーションによって得られたものであり、横軸上に、（縦軸上の）エアロフォイルの無次元高さの関数として、本発明のエアロフォイル２０のトレーリングエッジ２３からの流出角と比較して、標準的なエアロフォイルのトレーリングエッジからのガス流出角を示している。

文字（ａ）で指し示された曲線は本発明のエアロフォイル２０に関し、一方、文字（ｂ）で指し示された曲線は標準的なエアロフォイルに関する。

本発明によれば、金属出口角は、二つの領域２５および２６において、それを減少させるように標準的なエアロフォイルのそれに関して変更されるが、この領域は、境界層が存在する端壁１４，１５に近く、かつ、境界層内の二次流のピークの位置に実質的に対応する。

たいてい、二次流のピークに対応する領域２５，２６は、それぞれ、エアロフォイルの高さの７５％ないし９０％、そして１０％ないし２５％の範囲内に存在する。

図４の右のグラフに示す例では、標準的なエアロフォイルのそれに対する金属出口角の減少は２°未満である。

トレーリングエッジ２３における金属出口角、したがってガス流出角の低減は、出口角の局所的「開放」に、したがって、優先的な出口経路の形成に、そして一次ガス流の局所的加速に対応する。実際には、この優先的な出口経路は、トレーリングエッジ２３に向かって離れるように二次流を誘導する傾向があり、したがって端壁１４，１５に沿ったその形成を制限する。

図４の右側のグラフおよび図３から分かるように、エアロフォイル２０のトレーリングエッジ２３の残りの領域において、金属出口角は、標準的なエアロフォイルの金属出口角の同じ平均値を実質的に回復するように、標準的なエアロフォイルのそれに対して増大する。

この結果、エアロフォイル２０のトレーリングエッジ２３は、波状あるいはスネーク状の傾向変動を有する（図３）。すなわち、金属出口角が低減される二つの領域において、凹面は残りの領域のそれとは反対の方向に面している。

このジオメトリーを採用することで、すなわち金属出口角を上記のように設計することで、トレーリングエッジからのガス流出角に関する曲線（ａ）は、曲線（ｂ）に関して、より少ない数のハンプを有することが、図４の左側のグラフから分かる。ハンプのこの減少は、エアロフォイル２０上の二次流による損失の減少に起因する。

二次流損失の低減は図５から明らかである。

エアロフォイル２０の、そして標準的なエアロフォイルの無次元高さは、縦軸に沿って示され、一方、損失の値は横軸に沿って示されている。

領域２５，２６の近傍において、すなわち二次流のピークにおいて（エアロフォイルの高さの１０％において、そして９０％において）、曲線（ａ）に関する損失は、曲線（ｂ）に対して低減され、一方、エアロフォイルの高さの半分において、二つの形態に関する損失は非常に接近している。

提案された造形の利点は、したがって、流体力学分野の当業者には明らかである。

特に、提案される解決策は、端壁における負荷の低減を可能とするだけでなく、ブレード間流路のスパン中央から端壁１４，１５に向かって圧力側に沿ってガスが移動する傾向を減少させる。

特に、ブレード間流路の高さの１０〜２５％と７５〜９０％との間の領域において、エアロフォイルのトレーリングエッジを局所的に「開放」する、すなわち金属出口角を低減することによって、二つの主要な積極的効果が得られる。

第１の効果は、上述したように、より多くのガスが上記角度の開放が実施された領域２５，２６を通過することが促されるという事実に関連する。したがって、二つの優先的なエスケープ経路が圧力側に形成されるが、これは、ガスが、端壁１４，１５に向かって移動すると共に望ましくない二次流を発生させる傾向に抗する。

第２の積極的効果は、局所的圧力の低減が圧力側における領域２５，２６において実現されるという事実に関連し、これはまた半径方向への流れの発生に抗する。

二次流損失は、低圧タービン（ＬＰＴ）モジュールの性能に約３０％の影響を有し、そして本発明の解決策は約２０％だけ、その二次流の強さを低減できる。こうして、この解決策が適用されるモジュールに関する特定の燃料消費への同じレベルの影響を伴って、約０．１％の値だけ、タービンモジュールの性能を高めることが可能である。

上述の利点を得るために実際上重要なパラメーターは、「スロート角」、すなわち二つの隣接するブレード間のスロートの断面に垂直な線によって形成される角度であり、なぜなら、それはブレード間流路から出るガスの流出角に直接的な影響を持つものであるからである。標準的なエアロフォイルに関する同じその他の幾何学的特性によって、このスロート角は、図面における表示の便宜さのために、本処置に使用された金属出口角に専ら関連付けられる。換言すれば、指標「スロート角」または「金属出口角」は等価であり、なぜなら、これらの角度の絶対値は変化するが、その傾向は類似しているからである。

最後に、これまでの説明から、特許請求の範囲で規定される本発明の保護の範囲から逸脱することなく、変更および改変を上記エアロフォイルを製造するための方法に対してなし得ることは明らかである。

特に、境界層における金属出口角度の減少は、ステータベーンおよびロータブレードの両方に対して、すなわちエアロフォイル２０ａのトレーリングエッジ２３ａにおいて、適用することができる。

さらに、エアロフォイル２０，２０ａのリーディングエッジ２２，２２ａはまた、（エアロフォイルの断面が積み重ねられる位置に応じて）波形あるいはスネーク状であってもよい。

さらに、半径方向端部間で高さに沿って負荷が直線的に（そして放物線傾向変動を伴わないで）変化するブレードは、標準的なエアロフォイルとして採用可能である。

１ タービン
１１ ステータ
１２ ローター
１４，１４ａ 外側環状端壁
１５，１５ａ 内側環状端壁
１８，１８ａ 環状ダクト
２０，２０ａ エアロフォイル
２２，２２ａ リーディングエッジ
２３，２３ａ トレーリングエッジ
２５，２６ 領域

Claims (6)

1. 基準エアロフォイルから出発してタービンエアロフォイルを製造するための方法であって、
   ａ）実質的に使用時に境界層における二次流のピークの位置に対応する二つの領域（２５，２６）において、前記基準エアロフォイルのそれに対してトレーリングエッジにおいて金属出口角を局所的に減少させ、
   ｂ）前記基準エアロフォイルの前記金属出口角の同じ平均値を実質的に回復するように、前記基準エアロフォイルのそれに対して、前記トレーリングエッジの残りの領域において前記金属出口角を増大させる
   ことを特徴とする方法。
2. 二つの前記領域（２５，２６）は、それぞれ、エアロフォイルの高さの７５％ないし９０％および１０％ないし２５％の範囲内に置かれることを特徴とする請求項１に記載の方法。
3. 前記金属出口角の減少は２°以下であることを特徴とする請求項２に記載の方法。
4. 前記基準エアロフォイルは、エアロフォイルの高さに沿って直線あるいは放物線法則に従って負荷が変化するエアロフォイルによって規定されることを特徴とする請求項１ないし請求項３のいずれか１項に記載の方法。
5. 負荷は、四次多項式法則に従って前記エアロフォイルの高さに沿って変化することを特徴とする請求項１ないし請求項４のいずれか１項に記載の方法。
6. 請求項１ないし請求項５のいずれか１項に記載の方法に基づいて製造されたエアロフォイル。

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