JP2015521706A - 鋳造されたプラットフォーム冷却回路を有するタービン翼形部 - Google Patents

Abstract

前縁（２４、１２４）および後縁（２６、１２６）で互いに接合された、凹面の正圧側壁（２０、１２０）、および凸面の負圧側壁（２２、１２２）を有する翼形部（１８、１１８）と、翼長方向の一端で、翼形部（１８、１１８）から横方向外側に突出している端壁（１６、１１６）であって、翼形部（１８、１１８）に面する外面（４２、１４２）、および対向する内面（４０、１４０）を有する端壁（１６、１１６）と、内面（４０、１４０）と外面（４２、１４２）との間の端壁（１６、１１６）内に画定されたプレナムであって、平面図において、少なくとも２つに分岐し、各分岐が、その上流端部に配置された喉部（２、４、１０２、１０４）を有する、プレナム（４４、１４４）と、外面（４２、１４２）を貫通してプレナム（４４、１４４）と連通する、少なくとも１つのフィルム冷却孔（４８、１４８）とを備える、タービン翼形部装置（１０、１１０）。【選択図】図１

Description

本発明はガスタービンエンジンに関し、さらに詳細には、タービン翼形部の端壁を冷却するための方法および装置に関する。

ガスタービンエンジンでは、高温ガスは、燃焼器を出て、高温ガスを機械的エネルギーに変換するためにタービンで使用される。この機械的エネルギーは、上流の高圧圧縮機を駆動させる。タービンは、タービンロータによって支持される複数の列の翼を備え、これは固定ノズルの列と交互に配置されている。タービン翼およびノズルは、腐食作用のある高温の燃焼ガスの流れに曝されている。これら「高温部」の構成部品は、通常、圧縮機から抽出された空気（抽気）等の、比較的低温の冷却材の流れによって冷却されている。

米国特許出願公開第２０１２／１０７１３４号明細書

現代のガスタービンエンジンのタービン入口温度は上昇を続けており、高温部の構成部品（すなわち、タービン翼プラットフォームおよびノズルバンド）の端壁を従来の技術で冷却することが、より困難になっている。また、端壁外形加工等の高度な空気力学的機能は、許容できる材料温度を維持するために余分な圧力をかけている。

現在の技術では、構成部品の表面に冷却空気が供給されるように、端壁を貫通するフィルム孔をあけている。結果として、これらの孔は、一定の領域にしか配置できない。すなわち、孔を完全に反対側に貫通させられる領域か、または、これらの孔に供給される冷却空気の圧力は、翼形部冷却空気よりかなり低いことから、ガス流路の圧力が十分に低い領域である。

中空のプラットフォームを使用して、フィルム冷却孔に圧縮機抽気を供給する設計もあるが、これらの設計は、一般に、運転条件の変化に基づいて、異なる冷却孔のパターンを設けることには適していない。

したがって、冷却を改善したタービン翼形部プラットフォームが必要とされている。

このような需要は、内部に鋳造された冷却回路を有するタービン翼形部を提供する本発明によって応える。この冷却回路は、種々のパターンの冷却孔を有することができる。

本発明の一態様によれば、タービン翼形部装置は、前縁および後縁で互いに接合された、凹面の正圧側壁、および凸面の負圧側壁を有する翼形部と、翼長方向の一端で、翼形部から横方向外側に突出している端壁であって、翼形部に面する外面、および対向する内面を有する端壁と、内面と外面との間の端壁内に画定されるプレナムであって、平面図において、少なくとも２つの分岐を有して枝分かれしており、各分岐は、その上流端部に配置された喉部を有する、プレナムと、外面を貫通してプレナムと連通する、少なくとも１つのフィルム冷却孔とを備えている。

本発明の別の態様によれば、前縁および後縁で互いに接合された、凹面の正圧側壁、および凸面の負圧側壁を有する翼形部と、翼長方向の一端で、翼形部から横方向外側に突出している端壁であって、翼形部に面する外面、および対向する内面を有する、端壁と、内面と外面との間の端壁内に画定されたプレナムであって、平面図において、少なくとも２つの分岐を有して枝分かれしており、各分岐は、その上流端部に配置された喉部を有する、プレナムとを含むタービン翼形部装置に、冷却孔パターンを作る方法が提供される。この方法は、外面を貫通してプレナムと連通する、少なくとも１つのフィルム冷却孔を画定するように、外面を貫通するように機械加工するステップを含む。

本発明は、以下の説明を添付の図面と併せて参照することによって、最も良く理解されよう。

本発明の一態様によって構成された、タービン翼の概略斜視図である。 図１の２−２線に沿った断面図である。 図２に示すタービン翼の一部破断図である。 本発明の一態様によって構成された、タービンノズルの概略斜視図である。 図４の５−５線に沿った断面図である。

いくつかの図面を通して、同一の参照番号が同じ要素を示す図面を参照すると、図１は、例示的なタービン翼１０を示している。タービン翼１０は、従来のダブテール１２を含み、ダブテール１２は、複数のタングを含む任意適当な形状を有し得る。このタングは、運転中に、回転するディスクにタービン翼１０を径方向に保持するために、ロータディスク（図示せず）のダブテールスロットの、相補的な関係にある複数のタングと係合する。翼シャンク１４は、ダブテール１２から径方向上方に延び、プラットフォーム１６で終端している。プラットフォーム１６は、シャンク１４から横方向外側に突出して、シャンク１４を囲んでいる。プラットフォーム１６は、一種の「端壁」とみなし得る。中空の翼形部１８は、プラットフォーム１６から径方向外側に延びて、高温ガス流に接する。翼形部１８は、前縁２４および後縁２６で互いに接合された、凹面の正圧側壁２０、および凸面の負圧側壁２２を有する。翼形部１８は、根元２８から先端３０まで延びており、高温ガス流からエネルギーを取り出して、ロータディスクを回転させるのに適した、任意の構造をとり得る。正圧側壁２０および負圧側壁２２は、先端キャップ３２を越えて径方向外側に延び、一般に「スキーラ先端」と呼ばれる構造を画定している。

タービン翼１０は、運転時におけるガスタービンエンジン内の温度上昇を許容できる強度を有する、ニッケル基超合金等の、好適な超合金の一体鋳造物として形成し得る。翼形部１８の少なくとも一部が、耐環境コーティングまたは遮熱コーティング、もしくはその両方等、知られている種類の保護コーティングで被覆され得る。

翼形部１８の内部は中空で、例えば、冷却空気の効果を高めるために形成されたタービュレータ等の種々の構造を有する、径方向に並置された流路や、蛇行した流路等の、知られているいくつかの冷却構成のいずれか１つを含み得る。使用済み冷却空気は、翼形部内部から、フィルム冷却孔３４、および後縁吐出口３６を通って排気され得る。この冷却空気は、ダブテール１２およびシャンク１４を貫通して翼形部１８内に延びる、１以上の供給流路３８を通って、翼形部１８に供給される。

プラットフォーム１６は、内面４０および外面４２を有する。プレナム４４（図２および図３参照）は、プラットフォーム１６内に一体的に形成されている。プレナム４４の外縁は、内面４０および外面４２によって、かつ、内面４０と外面４２との間の隙間に架かる複数の内壁によって、画定され境界が定められている。プレナム４４は、知られている鋳造工程を使用して、タービン翼１０の一部として形成される。

プレナム４４は、前方から後方へほぼ軸方向の順に、第１の領域１、第２の領域２、および第３の領域３を含む。プレナム４４の断面積は、前方から後方にかけて概して増加する。第４の領域４は、第１の領域１と流体連通するように配置されている。第５の領域５は、第４の領域４と流体連通し、第３の領域の軸方向前方に配置されている。プレナム全体の形状は、平面図において、「枝分かれした」すなわち「分岐した」ものとして示してもよく、第２の領域２および第３の領域３が、第１の分岐を画定し、第４の領域４および第５の領域５が、第２の分岐を画定している。以下でさらに詳細に説明するように、プレナム４４の各分岐は、その上流端に、喉式構造またはノズル式構造を含む。

エンジン運転中に、冷却空気が、供給流路３８を通って、ダブテール１２に入る。プレナム４４の第１の領域１が、供給流路３８によって冷却空気の供給を受ける。冷却空気は、次に、第１の領域１から、つながっている第２の領域２に流れ込む。第２の領域２は、プラットフォーム１６の対流冷却が行われる主要な領域である。第２の領域２は、比較的狭窄した流路面積を有し、図２および図３では、より小さい幅すなわち横寸法で示されている。これは、流速を増加させ、それによってプラットフォーム１６の外面への伝熱を増進する、喉部またはノズルとして機能する。第２の領域２の位置（すなわち、その軸方向および接線方向の位置）は、エンジン運転中に最高温度に曝されると考えられるプラットフォーム１６の位置に対応するように選択され得る。これは、分析や試験によって決定され得る。第２の領域２で対流冷却に使用された後、冷却空気は第３の領域３に流れる。第３の領域３には、リブ、フィン、ピン等の、内部伝熱増進機能を設けてもよい。図示した例では、間隔を開けて配置された複数の乱流促進体、すなわち「タービュレータ」４６を備えている。冷却空気は、第３の領域３から、複数のフィルム冷却孔４８（図２に最も良く示されている）を通って出る。フィルム冷却孔４８の数、サイズ、および位置は、冷却空気の保護膜が、プラットフォーム１６の部分の表面に排気されるように選択される。本明細書で使用される場合、「フィルム冷却孔」という用語は、高温の流路ガスから表面を保護するように、冷却空気の膜を表面に排気する大きさとされた孔を示す。正確な寸法は、具体的な設計によって異なるが、当業者であれば、「フィルム冷却孔」を、「インピンジメント冷却孔」や「パージ孔」等の他の種類の孔と区別できるだろう。

フィルム冷却孔４８は、従来のドリル加工、レーザー穴あけ、または放電加工（ＥＣＭ）等の、知られている方法で形成され得る。これらの方法は、本明細書では総称的に、「機械加工」と呼ばれる。

第１の領域１から第３の領域３への冷却空気の流路は、前縁２４から後縁２６までのラインにほぼ平行な方向に延びている。

第１の領域１も、第４の領域４に連通している。第２の領域２と同様に、第４の領域４は、比較的狭窄した流路面積を有し、図２および図３では、より小さい幅すなわち横寸法で示されている。これは、流速を増加させ、それによってプラットフォーム１６の外面への伝熱を増進する、喉部またはノズルとして機能する。第４の領域４で対流冷却に使用された後、冷却空気は第５の領域５に流れる。第５の領域５は、平面図において、ほぼ長方形で、第３の領域３の軸方向前方に配置されている。運転時は、第１の領域１からの冷却空気の一部が、第５の領域５に入る。１つ以上のパージ孔５０を、第５の領域５に設けてもよく、それによって、（内面４０を貫通して）プラットフォーム１６の内側の、二次流れの流路内に排気する。パージ孔５０は、少量の流れが第５の領域５から出ることを可能にし、第５の領域５における、流れのよどみや、デブリの蓄積を防止する。第４の領域４が存在することによって、タービン翼１０の重量が低減される。さらに、第４の領域４は、基本的な鋳造物を変更することなく、翼１０の冷却構成を修正および／または改良できる手段を提供する。例えば、パージ孔５０は、（例えば、ろう付けや溶接の技術を使用して）パージ孔５０を塞ぐことによって排除することができ、１つ以上のフィルム冷却孔５２（図２参照）は、プラットフォーム１６の表面に穴をあけることによって得られ、第４の領域４と連通し得る。

上述した原理は、他の種類の翼形部の構造にも、同様に適用され得る。例えば、図４および図５は、例示的なタービンノズル１１０を示している。タービンノズル１１０は、円弧状の内側バンド１１６と、円弧状の外側バンド１１７との間で径方向に延びる、一対の中空の翼形部１１８を含む。上述したプラットフォーム１６と同様に、内側バンド１１６および外側バンド１１７は、それぞれ一種の「端壁」とみなし得る。各翼形部１１８は、前縁１２４および後縁１２６で互いに接合された、凹面の正圧側壁１２０、および対向する凸面の負圧側壁１２２を有する。翼形部１１８は、高温ガス流を下流の回転するタービン翼（図示せず）の列に向かわせるのに適した、任意の構造をとり得る。タービンノズル１１０は、運転時におけるガスタービンエンジン内の温度上昇を許容できる強度を有する、ニッケル基超合金等の、好適な超合金の一体鋳造物として形成し得る。タービンノズル１１０の少なくとも一部は、耐環境コーティングまたは遮熱コーティング、もしくはその両方等、知られている種類の保護コーティングで被覆され得る。

翼形部１１８の内部は、中空で、例えば、冷却空気の効果を高めるために形成されたタービュレータ等の種々の構造を有する、径方向に並置された流路や、蛇行した流路等の、知られているいくつかの冷却構成のいずれか１つを含み得る。使用済み冷却空気は、翼形部内部から、フィルム冷却孔１３４、および後縁吐出口１３６を通って排気され得る。この冷却空気は、内側バンド１１６を貫通して翼形部１１８内に延びる、１以上の供給流路３８を通って、翼形部１１８に供給される。

内側バンド１１６は、内面１４０および外面１４２を有する。プレナム１４４（図５参照）は、内側バンド１１６内に一体的に形成されている（随意に、外側バンド１１７内にプレナムを含んでもよい）。プレナム１４４の外縁は、内面１４０および外面１４２によって、また、内面１４０と外面１４２との間の隙間に架かる内壁によって、画定され境界が定められている。プレナム１４４は、知られている鋳造工程を使用して、タービンノズル１１０の一部として形成される。

プレナム１４４の構成は、上述したプレナム４４と同様である。プレナム１４４は、第１の領域１０１、第２の領域１０２、第３の領域１０３、第４の領域１０４、および第５の領域１０５を含む。プレナム１４４の全体の形状は、平面図において、「枝分かれした」すなわち「分岐した」ものとして示してもよく、第２の領域１０２および第３の領域１０３が、第１の分岐を画定し、第４の領域１０４および第５の領域１０５が、第２の分岐を画定している。プレナム１４４の各分岐は、その上流端に、喉式構造またはノズル式構造を含む。さらに詳細には、第２の領域１０２および第４の領域１０４は、それぞれ、比較的狭窄した流路面積を有し、より小さい幅すなわち横寸法で示されている。これは、流速を増加させ、それによって内側バンド１１６の外面１４２への伝熱を増進する、喉部またはノズルとして機能する。

冷却空気は、第３の領域１０３から、複数のフィルム冷却孔１４８を通って出る。フィルム冷却孔１４８の数、サイズ、および位置は、冷却空気の保護膜が、内側バンド１１６の部分の表面に排気されるように選択される。１つ以上のパージ孔１５０を、第５の領域１０５に設けてもよく、それによって、内側バンド１１６の内側の、二次流れの流路内に排気する。パージ孔１５０は、少量の流れが第５の領域１０５から出ることを可能にし、第５の領域１０５における、流れのよどみや、デブリの蓄積を防止する。

さらに、第５の領域１０５は、基本的な鋳造物を変更することなく、ノズル１１０の冷却構成を修正および／または改良できる手段を提供する。例えば、パージ孔１５０は、（例えば、ろう付けや溶接の技術を使用して）パージ孔１５０を塞ぐことによって排除することができ、また、１つ以上のフィルム冷却孔１５２は、内側バンド１１６の表面に穴をあけることによって得られ、第５の領域１０５と連通し得る。

上述の冷却構成によって、先行技術の高温部ガスの構成部品における冷却上の制約、すなわち、位置、向き、およびフィルム冷却孔の数等の制約が排除される。このような制約がなくなると、端壁の大部分が中空となり、より高い冷却材圧力を含んで冷却流を確実に正方向に流すので、端壁の任意の場所に孔を配置することができる。この設計によって、より低温の空気が提供され、冷却設計の自由度の向上がもたらされる。

この設計はまた、鋳造物を変える必要なしに、構成部品の冷却設計を変更する可能性をもたらす。例えば、上述した、タービン翼１０の製造に使用されたのと同一の基本鋳造物を、具体的な最終用途、設計意図、および翼を設計および製造するときに使用可能な解析手法に応じて、プレナム４４と連通する、異なるパターンのフィルム冷却孔を有するように、機械加工することができる。

前述において、ガスタービンエンジン用のタービン翼形部について説明した。本発明の具体的な実施形態について説明してきたが、本発明の趣旨および範囲を逸脱することなく、種々の修正を実施形態に加えられ得ることは、当業者には明らかであろう。したがって、本発明の好ましい実施形態、および本発明を実施するための最良の形態についての前述の説明は、例示の目的で提供されるものであり、限定の目的で提供されているものではない。

１０ タービン翼
１２ ダブテール
１４ シャンク
１６ プラットフォーム
１８ 翼形部
２０ 正圧側壁
２２ 負圧側壁
２４ 前縁
２６ 後縁
２８ 根元
３０ 先端
３２ 先端キャップ
３４ フィルム冷却孔
３６ 後縁吐出口
３８ 供給流路
４０ 内面
４２ 外面
４４ プレナム
４６ タービュレータ
４８ フィルム冷却孔
５０ パージ孔
５２ フィルム冷却孔
１０１ 第１の領域
１０２ 第２の領域
１０３ 第３の領域
１０４ 第４の領域
１０５ 第５の領域
１１０ タービンノズル
１１６ 内側バンド
１１７ 外側バンド
１１８ 翼形部
１２０ 正圧側壁
１２２ 負圧側壁
１２４ 前縁
１２６ 後縁
１３４ フィルム冷却孔
１３６ 後縁吐出口
１３８ 供給流路
１４０ 内面
１４２ 外面
１４４ プレナム
１４８ フィルム冷却孔
１５０ パージ孔
１５２ フィルム冷却孔

Claims (14)

1. 前縁（２４、１２４）および後縁（２６、１２６）で互いに接合された、凹面の正圧側壁（２０、１２０）、および凸面の負圧側壁（２２、１２２）を有する翼形部（１８、１１８）と、
   翼長方向の一端で、前記翼形部（１８、１１８）から横方向外側に突出している端壁（１６、１１６）であって、前記翼形部（１８、１１８）に面する外面（４２、１４２）、および対向する内面（４０、１４０）を有する端壁（１６、１１６）と、
   前記内面（４０、１４０）と前記外面（４２、１４２）との間の前記端壁（１６、１１６）内に画定されたプレナム（４４、１４４）であって、平面図において、少なくとも２つの分岐を有して枝分かれしており、各分岐は、その上流端部に配置された喉部（２、４、１０２、１０４）を有する、プレナム（４４、１４４）と、
   前記外面（４２、１４２）を貫通して前記プレナム（４４、１４４）と連通する、少なくとも１つのフィルム冷却孔（４８、１４８）とを備える、
   タービン翼形部装置（１０、１１０）。
2. 前記プレナム（４４、１４４）が、ほぼ軸方向に延びる第１の分岐（２、３、１０２、１０３）、および前記第１の分岐（２、３、１０２、１０３）の軸方向前方に配置された第２の分岐（４、５、１０４、１０５）を有する、請求項１に記載のタービン翼形部装置（１０、１１０）。
3. 複数のフィルム冷却孔（４８、１４８）が、前記第１の分岐（２、３、１０２、１０３）に配置されている、請求項２に記載のタービン翼形部装置（１０、１１０）。
4. 複数のフィルム冷却孔（５２、１５２）が、前記第２の分岐（４、５、１０４、１０５）に配置されている、請求項２に記載のタービン翼形部装置（１０、１１０）。
5. パージ孔（５０、１５０）が、前記内面（４０、１４０）を貫通して、前記プレナム（４４、１４４）の前記第２の分岐（４、５、１０４、１０５）と連通する、請求項３に記載のタービン翼形部装置（１０、１１０）。
6. 前記翼形部（１８、１１８）が、前記翼形部（１８）と、前記翼形部（１８）から径方向内側に延びているシャンク（１４）と、前記シャンク（１４）から径方向内側に延びて、ロータディスクのダブテールスロットと係合するように構成されているダブテール（１２）とを含むタービン翼（１０）の一部であって、
   前記端壁が、前記シャンク（１４）から横方向外側に突出して、前記シャンク（１４）を囲むプラットフォーム（１６）である、
   請求項１に記載のタービン翼形部装置（１０、１１０）。
7. 供給流路（３８）が、前記ダブテール（１２）および前記シャンク（１４）を貫通して延び、前記プレナム（４４）と連通する、請求項６に記載のタービン翼形部装置（１０）。
8. 前記正圧側壁（２０）および前記負圧側壁（２２）が、先端キャップを越えて径方向外側に延びて、スキーラ先端の構造を画定する、請求項６に記載のタービン翼形部装置（１０）。
9. 前縁（２４、１２４）および後縁（２６、１２６）で互いに接合された、凹面の正圧側壁（２０、１２０）、および凸面の負圧側壁（２２、１２２）を有する翼形部（１８、１１８）と、
   翼長方向の一端で、前記翼形部（１８、１１８）から横方向外側に突出している端壁（１６、１１６）であって、前記翼形部（１８、１１８）に面する外面（４２、１４２）、および対向する内面（４０、１４０）を有する端壁（１６、１１６）と、
   前記内面（４０、１４０）と前記外面（４２、１４２）との間の前記端壁（１６、１１６）内に画定されたプレナム（４４、１４４）であって、平面図において、少なくとも２つの分岐を有して枝分かれしており、各分岐は、その上流端部に配置された喉部（２、４、１０２、１０４）を有する、プレナム（４４、１４４）とを含む、
   タービン翼形部装置（１０、１１０）に、冷却孔のパターンを作る方法であって、
   前記プレナム（４４、１４４）と連通する少なくとも１つのフィルム冷却孔（４８、１４８）を画定するように、前記外面（４２、１４２）を貫通するように機械加工するステップを含む、
   冷却孔のパターンを作る方法。
10. 前記翼形部（１８、１１８）が、前記翼形部（１８）と、前記翼形部（１８）から径方向内側に延びるシャンク（１４）と、前記シャンク（１４）から径方向内側に延びて、ロータディスクのダブテールスロットと係合するように構成されているダブテール（１２）とを含むタービン翼（１０）の一部であって、
    前記端壁が、前記シャンク（１４）から横方向外側に突出して、前記シャンク（１４）を囲むプラットフォーム（１６）である、
    請求項９に記載の方法。
11. 前記プレナム（４４、１４４）が、ほぼ軸方向に延びる第１の分岐（２、３、１０２、１０３）、および前記第１の分岐（２、３、１０２、１０３）の軸方向前方に配置された第２の分岐（４、５、１０４、１０５）を有する、請求項９に記載の方法。
12. 前記第１の分岐（２、３、１０２、１０３）と連通する複数のフィルム冷却孔（４８、１４８）を画定するように、前記外面（４２、１４２）を貫通するように機械加工するステップをさらに含む、請求項１１に記載の方法。
13. 前記第２の分岐（４）と連通する複数のフィルム冷却孔（５２、１５２）を画定するように、前記外面（４２、１４２）を貫通するように機械加工するステップをさらに含む、請求項１１に記載の方法。
14. パージ孔（５０、１５０）が、前記内面（４０、１４０）を貫通して、前記プレナム（４４、１４４）の前記第２の分岐（４、５、１０４、１０５）と連通する、請求項１３に記載の方法であって、前記方法は、前記パージ孔（５０、１５０）塞ぐステップをさらに含む、請求項１３に記載の方法。