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