JP2015525852A - 選択的に孔が揃えられた回転タービン部品 - Google Patents

Abstract

タービン翼（２２）は、前縁（５４）および後縁（５６）で互いに接合され、かつ根元（５３）と先端（５５）との間に延在する凹状の正圧側壁（５０）および凸状の負圧側壁（５２）と、正圧側壁（５０）と負圧側壁（５２）との間に延在する内部リブ（７２）と、リブ（７２）内に形成される交差孔（８４）であって、非円形の断面形状を有し、長軸（Ｍ）が、該断面形状の最大寸法を規定し、交差孔（８４）の長軸（Ｍ）が、リブ（７２）と同一面内にあり、正圧側壁（５０）と負圧側壁（５２）との中間に位置する点の軌跡を規定する横方向の仮想中心曲線（Ｓ）と非平行である交差孔（８４）とを含む。交差孔（８４）の方向は、交差孔（８４）があることによって発生する応力集中を最小限に抑える。【選択図】図３

Description

本発明は、一般に、ガスタービンエンジン部品に関し、より具体的には、回転エンジン部品の孔を配置するための装置および方法に関する。

一般的なガスタービンエンジンは、多数の高速回転部品（例えば、シャフトを介して１つ以上のタービンと相互接続された１つ以上の圧縮機）を含む。回転部品は、回転部品に応力を発生させる大きな遠心力を受ける。

このような回転部品は、多くの場合、孔および他の不連続部などの機械的特徴を含む。当分野で知られているように、これらの特徴のそれぞれは、部品の局部応力を増大させる応力集中を発生させる。

具体的には、高圧タービン（「ＨＰＴ」）の回転ブレードなどの、一部の「高温部」部品は、非常に高温の環境下で動作する。十分な耐用年数を確保するために、ブレードは、中空になっていて、そこに冷媒（圧縮機から抽出（抽気）される空気など）の流れが供給されるようになっている。この冷媒の流れは、中空の翼の内部冷却通路（一般的には、内部交差孔を含む）を通って流通し、次に、複数の冷却孔を通って排出される。ＨＰＴの前縁交差孔は、鋳造工程の一環としてセラミックコアによって形成される。一般的に、ＨＰＴの前縁交差孔は、製造上の複雑さを低減するために、コアを製造するために使用されるコア型の分割線に沿って配置される。この結果は、交差孔における応力を最小限に抑えるには最適ではない場合がある。

したがって、孔を含む回転タービン部品であって、孔を含むことに起因する付加的な応力が最小限に抑えられている回転タービン部品が必要とされている。

欧州特許出願公開第１，０２２，４３４号明細書

この必要性は、非円形孔を有するタービンエンジンの回転部品であって、非円形孔が、動作中にこの部品が受ける応力場に対して選択的に揃えられる、タービンエンジンの回転部品を提供する本発明によって対処される。

本発明の一態様によれば、タービン翼は、前縁および後縁で互いに接合され、かつ根元と先端との間に延在する凹状の正圧側壁および凸状の負圧側壁と、正圧側壁と負圧側壁との間に延在する内部リブと、リブ内に形成される交差孔であって、非円形の断面形状を有し、長軸が、該断面形状の最大寸法を規定し、交差孔の長軸が、リブと同一面内にあり、正圧側壁と負圧側壁との中間に位置する点の軌跡を規定する横方向の仮想中心曲線と非平行である交差孔とを含む。

本発明の別の態様によれば、本方法は、前縁および後縁で互いに接合され、かつ根元と先端との間に延在する凹状の正圧側壁および凸状の負圧側壁と、正圧側壁と負圧側壁との間に延在する内部リブと、リブ内に形成される交差孔であって、非円形の断面形状を有し、長軸が、該断面形状の最大寸法を規定する交差孔とを含むタイプのタービン翼を作製するために提供される。本方法は、翼の動作中の、交差孔の周囲の局部応力場の主方向を求めることおよび交差孔の長軸が局部応力場の主方向と平行になる方向に交差孔を配置することを含む。

本発明は、添付図面に関連して行われる以下の説明を参照することによって最も良く理解され得る。

本発明の態様に従って構成された翼を含む、ガスタービンエンジンのタービン部の部分の概略断面図である。 図１の線２−２に沿った、タービンブレードの断面図である。 図２の線３−３に沿った、タービンブレードの断面図である。 図３の部分の拡大図である。

同一の参照符号が様々な図を通して同じ要素を示す図面を参照すると、図１には、周知のタイプのガスタービンエンジンの一部である、高圧タービン１０の部分が描かれている。図示のタービンは、２段構成であるが、高圧タービンは、それぞれノズルおよびブレード列から構成される単段または多段のものであってもよい。高圧タービン１０の機能は、上流の燃焼器（図示せず）からの高温の加圧燃焼ガスからエネルギーを取り出し、このエネルギーを周知の方法で機械的仕事に変換することである。高圧タービン１０は、加圧空気を燃焼器に供給するためにシャフトを介して上流の圧縮機（図示せず）を駆動する。

図示の例では、エンジンは、ターボファンエンジンであり、低圧タービンが、高圧タービン１０の下流に配置され、ファンに連結され得る。しかしながら、本明細書で説明されている原理は、ターボプロップエンジン、ターボジェットエンジン、およびターボシャフトエンジン、ならびに他の乗り物または定置用途に使用されるタービンエンジンにも等しく適用可能である。

高圧タービン１０は、第１の段ノズル１２を備え、第１の段ノズル１２は、複数の周方向に離間された翼形状の中空の第１の段ベーン１４を備え、第１の段ベーン１４は、弓形の分割された第１の段外側バンド１６と弓形の分割された第１の段内側バンド１８との間に支持されている。第１の段ベーン１４、第１の段外側バンド１６、および第１の段内側バンド１８は、完全な３６０°のアセンブリを全体として形成する周方向に隣接する複数のノズル部分として配置されている。第１の段外側バンド１６および第１の段内側バンド１８は、それぞれ、第１の段ノズル１２を通って流れる高温ガス流のための、流路の半径方向外側および半径方向内側の境界を形成している。第１の段ベーン１４は、燃焼ガスを第１の段ロータ２０に最適に導くように構成されている。

第１の段ロータ２０は、エンジンの中心軸線を中心に回転する第１の段ディスク２４から外方向に延在する翼形状の第１の段タービンブレード２２の配列を含む。分割された弓形の第１の段シュラウド２６は、近接して第１の段タービンブレード２２を取り囲むように配置されており、この結果、第１の段ロータ２０を通って流れる高温ガス流のための、流路の半径方向外側の境界を形成している。

第２の段ノズル２８は、第１の段ロータ２０の下流に配置されており、複数の周方向に離間された翼形状の中空の第２の段ベーン３０を備え、第２の段ベーン３０は、弓形の分割された第２の段外側バンド３２と弓形の分割された第２の段内側バンド３４との間に支持されている。第２の段ベーン３０、第２の段外側バンド３２、および第２の段内側バンド３４は、完全な３６０°のアセンブリを全体として形成する周方向に隣接する複数のノズル部分として配置されている。第２の段外側バンド３２および第２の段内側バンド３４は、第２の段タービンノズル３４を通って流れる高温ガス流のための、流路の半径方向外側および半径方向内側の境界を形成している。第２の段ベーン３０は、燃焼ガスを第２の段ロータ３８に最適に導くように構成されている。

第２の段ロータ３８は、エンジンの中心軸線を中心に回転する第２の段ディスク４２から半径外方向に延在する翼形状の第２の段タービンブレード４０の放射状配列を含む。分割された弓形の第２の段シュラウド４４は、近接して第２の段タービンブレード４０を取り囲むように配置されており、この結果、第２の段ロータ３８を通って流れる高温ガス流のための、流路の半径方向外側の境界を形成している。

単にタービンブレードと呼ばれる、第１の段タービンブレード２２の１つが、図２に示されている。回転翼が、本発明を説明するために使用されているが、本発明の原理は、１つ以上の冷却孔が形成される任意のタービン翼（例えば、固定タービンベーン）にも適用可能である。

中空のタービンブレード２２は、前縁５４および後縁５６で互いに接合されている凹状の正圧側壁５０および凸状の負圧側壁５２を有する。全体として正圧側壁５０および負圧側壁５２は、タービンブレード２２の外面５８を形成している。タービンブレード２２は、根元５３から先端５５にかけて延在しており、燃焼ガス流からエネルギーを吸収することに適した任意の構成をとってもよい。タービンブレード２２は、ガスタービンエンジンの動作に関して許容可能な高温強度を有する適切な超合金（ニッケル基超合金など）の一体鋳造品として形成されてもよい。このようなブレードを鋳造する方法は、当分野では周知である。

タービンブレード２２は、内部冷却構造を有し、この内部冷却構造は、前縁５４から後縁５６にかけて、それぞれ半径方向に延在する第１のキャビティ６０、第２のキャビティ６２、第３のキャビティ６４、第４のキャビティ６６、第５のキャビティ６８、および第６のキャビティ７０を含む。第１のキャビティ６０および第２のキャビティ６２は、第１のリブ７２によって分離されており、第３のキャビティ６４は、第２のリブ７４によって第２のキャビティ６２から分離されており、第４のキャビティ６６は、第３のリブ７６によって第３のキャビティ６４から分離されており、第５のキャビティ６８は、第４のリブ７８によって第４のキャビティ６６から分離されており、第６のキャビティ７０は、第５のリブ８０によって第５のキャビティ６８から分離されている。これまでに説明したような、ベーンの内部冷却構造は、例として使用されるに過ぎない。本発明の原理は、幅広い種類の冷却構造に適用可能である。

動作中、キャビティ６０、６２、６４、６６、６８、および７０は、入口通路（図示せず）を介して冷媒（通常は、圧縮機から抽気される、比較的低温の圧縮空気の一部）を受け入れる。冷媒は、直列のまたは全て並列のキャビティ６０、６２、６４、６６、６８、および７０のそれぞれに入ってもよい。冷媒は、タービンブレード２２の対流および／または衝突冷却を行うためにキャビティ６０、６２、６４、６６、６８、および７０を通って移動する。次に、冷媒は、１つ以上のフィルム冷却孔８２、後縁孔、スロット、または他の開口を通ってタービンブレード２２から出る。フィルム冷却孔８２は、特定の用途の必要性に応じて様々な列または配列に配置されてもよい。

タービンブレード２２は、内部構造内の１つ以上の場所に交差孔を含む。図示の例では、第１のリブ７２に、１つの長手方向列をなす複数の交差孔８４が穿孔されている。交差孔８４は、法線方向または直角方向に第１のリブ７２を貫通している。このような孔は、「前縁交差孔」とも呼ばれ得る。

交差孔８４は、周知の実践に従って衝突孔として構成されている。すなわち、交差孔８４の直径および位置は、動作中に交差孔８４のそれぞれが、対向面に（この場合、前縁５４の近傍の内壁に対して）高速の空気噴流を噴出するように選択されている。

動作中、回転するタービンブレード２２は、ガス負荷および遠心荷重を受ける。遠心荷重は、半径外方向に作用する応力場を発生させる（すなわち、応力線は、回転軸線を通る）。この方向は、図３および図４では矢印「Ｒ」によって示されている。タービンブレード２２は、横方向の湾曲または「傾斜」を含むことに留意されたい。このことは、横方向の仮想中心線「Ｓ」を観察することによって理解することができる。この横方向の分割線Ｓは、正圧側壁５０と負圧側壁５２との中間に位置する点の軌跡を規定しており、コア型の分割線の位置に対応している。横方向の分割線Ｓは、曲線をなしており、半径方向の直線には重ならない。

周知のように、機械部材内に孔または他の鋭い移行部があることによって、機械部材内に応力集中が発生して、局部応力が、これらの孔のない同じ部材に比べて大幅に大きくなる。従来技術において、前縁交差孔は、一般的に、内部集中応力の高い位置であり、動作中にクラッキングを起こす可能性のある位置である。

図３および図４に最も良く見られるように、交差孔８４は、非円形の断面形状を有し、具体的には、交差孔８４のそれぞれは、概ね細長い形状または概ね楕円形の形状を有する。図示の例では、交差孔８４の形状は、長軸「Ｍ」および短軸「Ｎ」を有する楕円である。長軸Ｍは、交差孔８４の断面形状の最大寸法を規定している。

従来技術の交差孔は、楕円形などの、非円形の形状の使用によって応力集中係数のいくらかの低減（円形孔と比較して）を達成している。しかしながら、製造上の複雑さおよび費用を低減するために、従来技術の楕円形の交差孔は、応力場の主方向に揃えられていない。

本発明のタービンブレード２２では、交差孔８４のそれぞれは、交差孔８４に集中する応力を低減するために交差孔８４の周囲の応力場の主方向に対して最適な方向に配置される（すなわち、交差孔８４の長軸Ｍを局部応力場と平行にする）。図示の例おいて、このことは、交差孔８４の大部分に関して交差孔８４を半径方向に配置する（長軸Ｍを半径方向Ｒと平行にする）ことを意味する。最も低い交差孔に関しては、応力場が、完全には半径方向でないため、最適な孔の方向は、半径方向Ｒから約１５度である。特定の交差孔８４のそれぞれに関する最良の方向は、周知の有限要素解析技術などの解析法によって決定されてもよい。

本明細書で説明されている孔の方向は、寿命を制限する可能性のある位置に集中する応力の低減をもたらし、この結果、耐久性を向上させる。このことは、低減されたスクラップ率およびエンジン計画外取卸率（「ＵＥＲ」）の観点から商業上の利点を有し得る。

本発明の原理は、タービンブレードまたは他のタービン翼に限定されない。同じ原理が、任意の回転部品（ロータディスク、シャフト、段間シール、およびインペラなど）において非円形孔の方向を決定するために使用されてもよい。

以上、ガスタービンエンジン用の回転タービン部品について説明してきた。本発明の特定の実施形態について説明してきたが、これに対する様々な修正が、本発明の精神および範囲から逸脱することなく行われ得ることは、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に関する前述の説明および本発明を実施するための最良の態様は、限定目的ではなく例示目的のためにのみ記載されている。

１０ 高圧タービン
１２ 第１の段ノズル
１４ 第１の段ベーン
１６ 第１の段外側バンド
１８ 第１の段内側バンド
２０ 第１の段ロータ
２２ 第１の段タービンブレード
２４ 第１の段ディスク
２６ 第１の段シュラウド
２８ 第２の段ノズル
３０ 第２の段ベーン
３２ 第２の段外側バンド
３４ 第２の段内側バンド
３８ 第２の段ロータ
４０ 第２の段タービンブレード
４２ 第２の段ディスク
４４ 第２の段シュラウド
５０ 正圧側壁
５２ 負圧側壁
５３ 根元
５４ 前縁
５５ 先端
５６ 後縁
５８ タービンブレードの外面
６０ 第１のキャビティ
６２ 第２のキャビティ
６４ 第３のキャビティ
６６ 第４のキャビティ
６８ 第５のキャビティ
７０ 第６のキャビティ
７２ 第１のリブ
７４ 第２のリブ
７６ 第３のリブ
７８ 第４のリブ
８０ 第５のリブ
８２ フィルム冷却孔
８４ 交差孔
Ｍ 長軸
Ｎ 短軸
Ｒ 半径方向
Ｓ 横方向の仮想中心曲線／分割線

Claims (9)

1. タービン翼（２２）であって、
   前縁（５４）および後縁（５６）で互いに接合され、かつ根元（５３）と先端（５５）との間に延在する凹状の正圧側壁（５０）および凸状の負圧側壁（５２）と、
   前記正圧側壁（５０）と前記負圧側壁（５２）との間に延在する内部リブ（７２）と、
   前記リブ（７２）内に形成された交差孔（８４）であって、非円形の断面形状を有し、長軸（Ｍ）が、前記断面形状の最大寸法を規定しており、前記交差孔（８４）の前記長軸（Ｍ）が、前記リブ（７２）と同一面内にあり、前記正圧側壁（５０）と前記負圧側壁（５２）との中間に位置する点の軌跡を規定する横方向の仮想中心曲線（Ｓ）と非平行である交差孔（８４）と
   を備えるタービン翼（２２）。
2. 前記根元（５３）と前記先端（５５）との間において前記リブ（７２）内に配列された複数の交差孔（８４）を備え、前記交差孔（８４）の大部分の前記長軸（Ｍ）が、前記横方向の中心線（Ｓ）と平行でない、請求項１に記載のタービン翼（２２）。
3. 前記交差孔（８４）の前記長軸（Ｍ）の大部分が互いに平行である、請求項２に記載のタービン翼（２２）。
4. 前記交差孔（８４）が、前記長軸（Ｍ）に対して垂直な短軸（Ｎ）を有する楕円形の断面形状を有する、請求項１に記載のタービン翼（２２）。
5. 複数の互いに離間されたリブ（７２）が、前記前縁（５４）と前記後縁（５６）との間に、半径方向に延在する複数のキャビティを形成するように前記正圧側壁（５０）と前記負圧側壁（５２）との間に延在する、請求項１に記載のタービン翼（２２）。
6. 前縁（５４）および後縁（５６）で互いに接合され、かつ根元（５３）と先端（５５）との間に延在する凹状の正圧側壁（５０）および凸状の負圧側壁（５２）と、前記正圧側壁（５０）と前記負圧側壁（５２）との間に延在する内部リブ（７２）と、前記リブ（７２）に形成される交差孔（８４）であって、非円形の断面形状を有し、長軸（Ｍ）が、前記断面形状の最大寸法を規定する交差孔（８４）とを含むタイプのタービン翼（２２）を作製する方法であって、
   前記翼（２２）の動作中の、前記交差孔（８４）の周囲の局部応力場の主方向を求めるステップと、
   前記交差孔（８４）の前記長軸（Ｍ）が前記局部応力場の前記主方向と平行になる方向に前記交差孔（８４）を配置するステップと
   を含む方法。
7. 前記交差孔（８４）の前記長軸（Ｍ）が、前記翼（２２）の前記正圧側壁（５０）と前記負圧側壁（５２）との中間に位置する点の軌跡を規定する横方向の仮想中心曲線（Ｓ）と非平行になる、請求項６に記載の方法。
8. 複数の交差孔（８４）が、前記根元（５３）と前記先端（５５）との間において前記リブ（７２）内に配列され、
   前記翼（２２）の動作中の、前記交差孔（８４）のそれぞれの周囲の局部応力場の主方向を求めるステップと、
   前記交差孔（８４）の前記長軸（Ｍ）が前記交差孔（８４）に関する前記局部応力場の前記主方向と平行になる方向に前記交差孔（８４）のそれぞれを配置するステップとを含む、請求項６に記載の方法。
9. 前記交差孔（８４）の前記長軸（Ｍ）の大部分が、互いに平行に配置される、請求項６に記載の方法。