JP2015528876A - 案内翼を製造するための方法および案内翼 - Google Patents

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Abstract

翼形体（１４９）と翼底部（１４５）を有するタービン翼（１３０）を製造するための方法は、タービンのより高い効率を実現することに寄与すべきである。そのために当該方法は、ａ）翼形体（１４９）と翼底部（１４５）を別個の部材として製造するステップと、ｂ）冷却空気開口部（１５１）を前記翼形体（１４９）に内設するステップと、ｃ）ステップｂ）の後に翼形体（１４９）と翼底部（１４５）を接合するステップと、を含んでいる。

Description

本発明は翼形体と翼底部を有するタービン翼を製造するための方法に関する。本発明はさらにこのようなタービン翼に関する。
タービンは、流れる流体（液体または気体）の内部エネルギー（エンタルピー）を回転エネルギーに変換し、最終的に機械的な駆動エネルギーに変換する流体機関である。タービン翼の周囲のできる限り渦のない層流によって、流体の流れから当該流体の内部エネルギーの一部が取り出され、流体の内部エネルギーの当該部分はタービンの動翼に移行する。その後、当該動翼を介してタービン軸は回転させられ、利用可能な出力は結合されている、例えば発電機のような作動機械に放出される。動翼と軸はタービンの可動式ロータまたは羽根車の部分であり、当該可動式ロータまたは羽根車はハウジング内部に設けられている。
通常、複数の翼が軸に取り付けられている。一つの平面に取り付けられている動翼はそれぞれ翼車またはインペラを形成している。翼は航空機の翼と同じように、やや湾曲した断面形状を有している。個々のインペラの前に通常はステータが設けられている。これらの案内翼はハウジングから、流れる媒体内に突出しており、当該媒体を渦巻かせる。ステータにおいて生じさせられた渦流（運動エネルギー）はこれに続くインペラにおいて、軸であって当該軸にインペラ翼が取り付けられている軸を回転させるために用いられる。
ステータとインペラをまとめて段と称する。複数のこのような段が連続的に接続されていることが多い。ステータは静止しているので、当該ステータの案内翼はハウジング内部にもハウジング外部にも固定されていてよく、それによりインペラの軸に対して軸受けを提供している。
タービンの案内翼も動翼も、空気力学的に作用する本来の翼形体のほかに、通常は翼底部を含んでおり、当該翼底部はプラットフォームとも称され、翼形体に対して幅広になっているとともに、個々の翼を例えばロータまたはハウジングに固定するための固定装置を有している。翼底部と翼形体は通常、製造過程において一体で共に鋳造され、その後金属によりコーティングされる。
タービン、特にガスタービンの高温の気体が当たる部材を冷却するために、とりわけフィルム冷却が用いられる。これはタービン翼にも当てはまる。このときシリンダ状またはディフューザ状の冷却空気開口部を介して冷却媒体、典型的に空気は冷却すべき表面にガイドされ、それにより保護的な冷却膜を形成する。冷却空気開口部を表面に対して、局所的な流れ条件に応じて流線に沿って傾斜させると、最適な冷却効率が得られる。
製造過程において冷却空気孔は主に、レーザまたは浸食法によって内設される。タービン案内翼において、翼形体からプラットフォームに至る移行領域内では、当該領域で生じる凹形の縁ゆえに、レーザ器具もしくは浸食器具のアクセシビリティは大きく制限されている。三次元的に成形された翼形体は、当該翼形体の圧力側とプラットフォームとの間に９０°よりも小さい角度を有しており、かつ、流線は二次流効果の影響を受けるために、最適な向きを有する冷却空気孔を内設することは不可能である。
最大の冷却効率を有するとともに、最適な向きを有する孔を内設することが従来、可能ではなかったので、当該劣った冷却効果は、最適でない孔の数を増やすことによって補償されなければならなかった。それにより冷却空気の消費が増大し、翼列の空気力学的効率は低減された。これらはともにタービン効率の悪化につながる。
従って本発明は、タービン翼を製造するための方法とタービン翼を示し、当該方法によってタービンのより高い効率が実現され得ることを課題とする。
前記の方法に関して、上記の課題は本発明により、当該方法が以下のステップを含むことにより解決される。
ａ）翼形体と翼底部を別個の部材として製造するステップ。
ｂ）少なくとも一つの冷却空気開口部を翼形体または翼底部に内設するか、あるいは
少なくとも二つの開口部を内設し、当該開口部のうちそれぞれ少なくとも一つが翼底部と翼形体に内設されているステップ。
ｃ）ステップｂ）の後に翼形体と翼底部を接合するステップ。
このとき本発明は以下の考察に基づいている。すなわちタービンの効率は、冷却空気孔がまさに翼形体からプラットフォームに至る移行領域内に、周囲を流れる媒体の流線に関して最適化された状態で内設され得ることにより、改善されるのではないかという考察である。しかしながらこれは、開口部を内設するための相応の器具が十分な移動の自由度を有している場合にのみ、可能である。これは、プラットフォームもしくは翼底部と翼形体が分離された部材として製造され、開口部が内設されてから初めて接合されるとき、実現可能である。このように開口部は翼底部によって妨げられることなく翼形体に、あるいは開口部は翼形体によって妨げられることなく翼底部にそれぞれ、流線に関して最適化された任意の配置で内設され得る。
有利な構成において翼底部および／または翼形体の製造は、鋳造によって行われる。これにより障害の許容範囲が小さい、正確な形で部材の製造を行うことが保証される。
冷却空気開口部を内設することは有利にはレーザにより、および／または放電加工機を用いて行われる。これにより開口部の軸線も開口部の形も特に容易に調節され得る。
有利な構成において、冷却空気開口部の軸線は翼形体の外面において翼底部に向けられており、もしくは、冷却空気開口部の軸線は翼底部の外面において翼形体に向けられている。このような開口部はまさに、翼形体とプラットフォームの間の凹形の縁の領域において必要であり、それにより高温ガスの流線に沿った冷却空気流の最適な向きを保証する。同時に当該開口部は、上記の方法によって特に容易に製造される。翼底部によって内設用器具が妨げられることがなく、当該器具が自由に動けるためである。
さらなる有利な構成において、前記方法は以下の付加的なステップを含んでいる。
ｄ）翼底部と翼形体の領域をコーティングで被覆するステップ。
これにより翼底部と翼形体の接合後に閉じたコーティングが設けられ得、当該閉じたコーティングは部材の熱的耐性および／または機械的耐性を高める。
このとき上記の方法において、冷却空気開口部が内設された後に初めてコーティングが行われることには、問題があり得る。この場合、冷却空気開口部の局所的な閉塞が生じ得る。冷却空気孔の軸線がコーティング方向と逆に向けられている場合、この危険は最小化される。しかしながら冷却空気開口部は好適に円錐状に形成される。これにより開口部内部の金属層は、冷却空気の流量に影響を及ぼさない。円錐状の構成は、特にレーザを用いて内設を行う場合、比較的大きな手間をかけることなく可能である。
前記の方法の代替的または付加的構成において、当該方法は以下の付加的なステップを含んでいる。
ｅ）冷却空気開口部上のコーティングをレーザにより、および／または放電加工機を用いて除去する。
ここでは表面的な除去のみが行われ、深いボーリングは行われないので、器具のそれほど大きな可動性は必要とされず、それにより当該除去は、部材の組み立ておよびコーティングの後でも可能である。そのために必要なのは、開口部の正確な位置を認識していることのみである。
タービン翼は好適に上記の方法によって製造される。
タービン翼に関して前記課題は、タービン翼が翼形体と翼底部を有しており、前記翼形体が冷却空気開口部を有しており、当該冷却空気開口部の軸線は前記翼形体の外面において前記翼底部に向けられていることにより、解決される。
タービンは好適にこのようなタービン翼を含んでいる。
本発明によって実現される有利点は特に以下の通りである。すなわち、鋳造後に冷却空気開口部を別個の翼形体において内設することにより、開口部の軸線の向きに関して特に高度な適応性が得られ、それにより冷却空気孔は高温ガスの流線に沿って最適化された向きに設けられ得、冷却効率が高められ、それとともにタービンの効率も高められる。上記の方法により、極めて複雑な三次元幾何学的形状も有効に冷却される。
本発明を図面に基づいてより詳しく説明する。図面に示すのは以下の通りである。
ガスタービンを長手方向部分断面において示す図である。 従来技術による案内翼を上面から見た図である。 従来技術による案内翼を断面において示す図である。 翼形体と翼底部を組み立てる前に内設された冷却孔を有する案内翼を上面から見た図である。 翼形体と翼底部を組み立てる前に内設された冷却孔を有する案内翼を断面において示す図である。
全ての図において同じ部材には同一の参照番号が付されている。
図１はタービン１００、本図ではガスタービンを長手方向部分断面において示している。ガスタービン１００は内部に、回転軸線１０２（軸方向）周りに回転支承されたロータ１０３を有しており、当該ロータはタービン羽根車とも称される。ロータ１０３に沿って吸引ハウジング１０４と、コンプレッサ１０５と、同軸的に設けられた複数のバーナ１０７を有するトーラス状燃焼室１１０、特に環状燃焼室１０６と、タービン１０８と、排ガスハウジング１０９とが連続的に設けられている。
環状燃焼室１０６は、環状の高温ガス流路１１１と連通している。当該高温ガス流路において、例えば連続的に接続された四つのタービン段１１２がタービン１０８を形成する。個々のタービン段１１２は二つの翼リングから形成されている。作動媒体１１３の流れ方向で見て、高温ガス流路１１１内で、案内翼列１１５の後に動翼１２０から成る列１２５が設けられている。
案内翼１３０はこのときステータ１４３に固定されており、それに対して一の列１２５の動翼１２０はタービンディスク１３３を用いてロータ１０３に取り付けられている。動翼１２０はこれによりロータまたは羽根車１０３の構成部材を形成する。ロータ１０３には発電機または加工機械（図示せず）が結合されている。
ガスタービン１００の駆動中、コンプレッサ１０５により、吸引ハウジング１０４を介して空気１３５が吸引され、圧縮される。コンプレッサ１０５のタービン側端部において準備される圧縮空気はバーナ１０７にガイドされ、当該バーナにおいて燃料と混合される。その後、混合物は作動媒体１１３を形成しながら燃焼室１１０において燃焼される。作動媒体１１３は燃焼室から、高温ガス流路１１１に沿って案内翼１３０と動翼１２０を通過して流れる。動翼１２０において作動媒体１１３はパルス伝達式に膨張し、それにより動翼１２０はロータ１０３を駆動し、当該ロータは当該ロータに結合されている加工機械を駆動する。
高温の作動媒体１１３に曝される構成部材は、ガスタービン１００が駆動される間、熱的負荷を受ける。作動媒体１１３の流れ方向で見て第一のタービン段１１２の案内翼１３０と動翼１２０は、環状燃焼室１０６を内張りする遮熱材とならんで最も大きな熱的負荷を受ける。当該案内翼と動翼において支配的な温度に耐えるために、当該案内翼と動翼は冷却媒体を用いて冷却される。同様に翼１２０，１３０は腐食に対するコーティング（ＭＣｒＡｌＸ；Ｍ＝Ｆｅ，Ｃｏ，Ｎｉ，希土）と、熱に対するコーティング（断熱層、例えばＺｒＯ２，Ｙ２Ｏ４−ＺｒＯ２）を有し得る。
図２には従来技術による案内翼１３０を上面から見たものが示され、図３には部分断面が示されている。図１に関連して案内翼１３０はタービン１０８の内部ハウジング１３８に対向する案内翼底部１４５と、当該案内翼底部１４５に向き合う案内翼頭部１４７を有している。案内翼頭部はロータ１０３に対向しており、ステータ１４３の固定リング１４０に固定されている。案内翼１３０は中空に形成されている。内部室１３１には冷却媒体、典型的に空気が循環している。
案内翼１３０は特に、案内翼底部１４５と案内翼頭部１４７の間にある案内翼形体１４９に、多数の冷却空気開口部１５１を有している。冷却空気開口部１５１は従来技術において、一体的に鋳造された案内翼１３０に内設されている。しかしながらこのとき、特に案内翼底部１４５と案内翼形体１４９の間の移行領域であって、凹形の縁１５３が生じている移行領域では、冷却空気開口部１５１を内設するための器具の適応性が制限されている。そこで従来は、冷却空気開口部１５１であって、当該冷却空気開口部の軸線１５５が案内翼底部１４５に向けられている冷却空気開口部は、内設され得なかった。図２および図３において矢印は冷却空気Ｋと高温ガスＨの流れ方向を示している。図３が明らかにしているように、流れ方向は部分的に逆になっており、それにより最適な冷却は保証されておらず、冷却空気の消費は増大されている。
ここで図２および図３に類似した図４および図５に示されている案内翼１３０は、著しい改善を提供している。当該図において冷却空気開口部１５１の軸線１５５は縁１５３の領域において案内翼底部１４５に向けられている。これにより冷却空気Ｋの流れは高温ガスＨの流線に沿った向きになっており、ガスタービン１００の効率は実質的に向上させられる。
冷却空気開口部１５１の上記の構成は、以下に説明される製造方法によって可能となっている。まず、案内翼形体１４９と案内翼底部１４５は別個に鋳造される。その後、縁１５３の領域に臨界冷却空気開口部１５１が、レーザまたは放電加工機を用いて内設される。このとき器具は自由に動ける。続いて案内翼底部１４５と案内翼形体１４９は、図５に示される継ぎ目１５７において結合、例えば溶接される。
続いて案内翼１３０を、例えば金属層でコーティングすることが行われる。このとき冷却空気開口部１５１はコーティング材料で閉塞し得る。ここで冷却空気流が妨げられないように、冷却空気開口部１５１は円錐状に形成されている。代替的または付加的に、冷却空気開口部１５１上のコーティングは続いてレーザまたは放電加工機を用いて再び除去され得る。同時に近づきやすさに関して臨界的でないさらなる冷却空気開口部が内設され得る。
このように製造された案内翼１３０は冷却効率が向上するために、ガスタービン１００の効率を増大させる。
１００ ガスタービン
１０２ 回転軸線
１０３ ロータ
１０４ 吸引ハウジング
１０５ コンプレッサ
１０６ 環状燃焼室
１０７ バーナ
１０８ タービン
１０９ 排ガスハウジング
１１０ トーラス状燃焼室
１１１ 高温ガス流路
１１２ タービン段
１１３ 作動媒体
１１５ 案内翼列
１２０ 動翼
１２５ 動翼から成る列
１３０ 案内翼
１３３ タービンディスク
１３５ 空気
１３８ 内部ハウジング
１４０ 固定リング
１４３ ステータ
１４５ 案内翼底部
１４７ 案内翼頭部
１４９ 案内翼形体
１５１ 冷却空気開口部
１５３ 凹形の縁
１５５ 軸線
１５７ 継ぎ目
本発明は翼形体と翼底部を有するタービン翼を製造するための方法に関する。本発明はさらにこのようなタービン翼に関する。
タービンは、流れる流体（液体または気体）の内部エネルギー（エンタルピー）を回転エネルギーに変換し、最終的に機械的な駆動エネルギーに変換する流体機関である。タービン翼の周囲のできる限り渦のない層流によって、流体の流れから当該流体の内部エネルギーの一部が取り出され、流体の内部エネルギーの当該部分はタービンの動翼に移行する。その後、当該動翼を介してタービン軸は回転させられ、利用可能な出力は結合されている、例えば発電機のような作動機械に放出される。動翼と軸はタービンの可動式ロータまたは羽根車の部分であり、当該可動式ロータまたは羽根車はハウジング内部に設けられている。
通常、複数の翼が軸に取り付けられている。一つの平面に取り付けられている動翼はそれぞれ翼車またはインペラを形成している。翼は航空機の翼と同じように、やや湾曲した断面形状を有している。個々のインペラの前に通常はステータが設けられている。これらの案内翼はハウジングから、流れる媒体内に突出しており、当該媒体を渦巻かせる。ステータにおいて生じさせられた渦流（運動エネルギー）はこれに続くインペラにおいて、軸であって当該軸にインペラ翼が取り付けられている軸を回転させるために用いられる。
ステータとインペラをまとめて段と称する。複数のこのような段が連続的に接続されていることが多い。ステータは静止しているので、当該ステータの案内翼はハウジング内部にもハウジング外部にも固定されていてよく、それによりインペラの軸に対して軸受けを提供している。
タービンの案内翼も動翼も、空気力学的に作用する本来の翼形体のほかに、通常は翼底部を含んでおり、当該翼底部はプラットフォームとも称され、翼形体に対して幅広になっているとともに、個々の翼を例えばロータまたはハウジングに固定するための固定装置を有している。翼底部と翼形体は通常、製造過程において一体で共に鋳造され、その後金属によりコーティングされる。
タービン、特にガスタービンの高温の気体が当たる部材を冷却するために、とりわけフィルム冷却が用いられる。これはタービン翼にも当てはまる。このときシリンダ状またはディフューザ状の冷却空気開口部を介して冷却媒体、典型的に空気は冷却すべき表面にガイドされ、それにより保護的な冷却膜を形成する。冷却空気開口部を表面に対して、局所的な流れ条件に応じて流線に沿って傾斜させると、最適な冷却効率が得られる。
製造過程において冷却空気孔は主に、レーザまたは浸食法によって内設される。タービン案内翼において、翼形体からプラットフォームに至る移行領域内では、当該領域で生じる凹形の縁ゆえに、レーザ器具もしくは浸食器具のアクセシビリティは大きく制限されている。三次元的に成形された翼形体は、当該翼形体の圧力側とプラットフォームとの間に９０°よりも小さい角度を有しており、かつ、流線は二次流効果の影響を受けるために、最適な向きを有する冷却空気孔を内設することは不可能である。
最大の冷却効率を有するとともに、最適な向きを有する孔を内設することが従来、可能ではなかったので、当該劣った冷却効果は、最適でない孔の数を増やすことによって補償されなければならなかった。それにより冷却空気の消費が増大し、翼列の空気力学的効率は低減された。これらはともにタービン効率の悪化につながる。
さらに特許文献１から、翼形体に対してプラットフォームの近くに冷却空気開口部を設け、それにより当該冷却空気開口部から流出する冷却空気をプラットフォームにガイドし、それにより当該プラットフォームにおいてフィルム冷却が可能となることが知られている。
さらに特許文献２から、複数の翼形体が別個に製造され、当該複数の翼形体がその後、外部リングおよび内部リングに溶接されることにより、タービン案内翼セグメントをモジュール式に製造することが知られている。
欧州特許出願公開第２１５１５４４号明細書 欧州特許出願公開第１１７６２８４号明細書
従って本発明は、タービン翼を製造するための方法とタービン翼を示し、当該方法によってタービンのより高い効率が実現され得ることを課題とする。
前記の方法に関して、上記の課題は本発明により、当該方法が以下のステップを含むことにより解決される。
ａ）翼形体と翼底部を別個の部材として製造するステップ。
ｂ）少なくとも一つの冷却空気開口部を翼形体または翼底部に内設するか、あるいは
少なくとも二つの開口部を内設し、当該開口部のうちそれぞれ少なくとも一つが翼底部と翼形体に内設されているステップ。
ｃ）ステップｂ）の後に翼形体と翼底部を接合するステップ。
このとき本発明は以下の考察に基づいている。すなわちタービンの効率は、冷却空気孔がまさに翼形体からプラットフォームに至る移行領域内に、周囲を流れる媒体の流線に関して最適化された状態で内設され得ることにより、改善されるのではないかという考察である。しかしながらこれは、開口部を内設するための相応の器具が十分な移動の自由度を有している場合にのみ、可能である。これは、プラットフォームもしくは翼底部と翼形体が分離された部材として製造され、開口部が内設されてから初めて接合されるとき、実現可能である。このように開口部は翼底部によって妨げられることなく翼形体に、あるいは開口部は翼形体によって妨げられることなく翼底部にそれぞれ、流線に関して最適化された任意の配置で内設され得る。
有利な構成において翼底部および／または翼形体の製造は、鋳造によって行われる。これにより障害の許容範囲が小さい、正確な形で部材の製造を行うことが保証される。
冷却空気開口部を内設することは有利にはレーザにより、および／または放電加工機を用いて行われる。これにより開口部の軸線も開口部の形も特に容易に調節され得る。
有利な構成において、冷却空気開口部の軸線は翼形体の外面において翼底部に向けられており、もしくは、冷却空気開口部の軸線は翼底部の外面において翼形体に向けられている。このような開口部はまさに、翼形体とプラットフォームの間の凹形の縁の領域において必要であり、それにより高温ガスの流線に沿った冷却空気流の最適な向きを保証する。同時に当該開口部は、上記の方法によって特に容易に製造される。翼底部によって内設用器具が妨げられることがなく、当該器具が自由に動けるためである。
さらなる有利な構成において、前記方法は以下の付加的なステップを含んでいる。
ｄ）翼底部と翼形体の領域をコーティングで被覆するステップ。
これにより翼底部と翼形体の接合後に閉じたコーティングが設けられ得、当該閉じたコーティングは部材の熱的耐性および／または機械的耐性を高める。
このとき上記の方法において、冷却空気開口部が内設された後に初めてコーティングが行われることには、問題があり得る。この場合、冷却空気開口部の局所的な閉塞が生じ得る。冷却空気孔の軸線がコーティング方向と逆に向けられている場合、この危険は最小化される。しかしながら冷却空気開口部は好適に円錐状に形成される。これにより開口部内部の金属層は、冷却空気の流量に影響を及ぼさない。円錐状の構成は、特にレーザを用いて内設を行う場合、比較的大きな手間をかけることなく可能である。
前記の方法の代替的または付加的構成において、当該方法は以下の付加的なステップを含んでいる。
ｅ）冷却空気開口部上のコーティングをレーザにより、および／または放電加工機を用いて除去する。
ここでは表面的な除去のみが行われ、深いボーリングは行われないので、器具のそれほど大きな可動性は必要とされず、それにより当該除去は、部材の組み立ておよびコーティングの後でも可能である。そのために必要なのは、開口部の正確な位置を認識していることのみである。
タービン翼は好適に上記の方法によって製造される。
タービン翼に関して前記課題は、タービン翼が翼形体と翼底部を有しており、前記翼形体が冷却空気開口部を有しており、当該冷却空気開口部の軸線は前記翼形体の外面において前記翼底部に向けられていることにより、解決される。
タービンは好適にこのようなタービン翼を含んでいる。
本発明によって実現される有利点は特に以下の通りである。すなわち、鋳造後に冷却空気開口部を別個の翼形体において内設することにより、開口部の軸線の向きに関して特に高度な適応性が得られ、それにより冷却空気孔は高温ガスの流線に沿って最適化された向きに設けられ得、冷却効率が高められ、それとともにタービンの効率も高められる。上記の方法により、極めて複雑な三次元幾何学的形状も有効に冷却される。
本発明を図面に基づいてより詳しく説明する。図面に示すのは以下の通りである。
ガスタービンを長手方向部分断面において示す図である。 従来技術による案内翼を上面から見た図である。 従来技術による案内翼を断面において示す図である。 翼形体と翼底部を組み立てる前に内設された冷却孔を有する案内翼を上面から見た図である。 翼形体と翼底部を組み立てる前に内設された冷却孔を有する案内翼を断面において示す図である。
全ての図において同じ部材には同一の参照番号が付されている。
図１はタービン１００、本図ではガスタービンを長手方向部分断面において示している。ガスタービン１００は内部に、回転軸線１０２（軸方向）周りに回転支承されたロータ１０３を有しており、当該ロータはタービン羽根車とも称される。ロータ１０３に沿って吸引ハウジング１０４と、コンプレッサ１０５と、同軸的に設けられた複数のバーナ１０７を有するトーラス状燃焼室１１０、特に環状燃焼室１０６と、タービン１０８と、排ガスハウジング１０９とが連続的に設けられている。
環状燃焼室１０６は、環状の高温ガス流路１１１と連通している。当該高温ガス流路において、例えば連続的に接続された四つのタービン段１１２がタービン１０８を形成する。個々のタービン段１１２は二つの翼リングから形成されている。作動媒体１１３の流れ方向で見て、高温ガス流路１１１内で、案内翼列１１５の後に動翼１２０から成る列１２５が設けられている。
案内翼１３０はこのときステータ１４３に固定されており、それに対して一の列１２５の動翼１２０はタービンディスク１３３を用いてロータ１０３に取り付けられている。動翼１２０はこれによりロータまたは羽根車１０３の構成部材を形成する。ロータ１０３には発電機または加工機械（図示せず）が結合されている。
ガスタービン１００の駆動中、コンプレッサ１０５により、吸引ハウジング１０４を介して空気１３５が吸引され、圧縮される。コンプレッサ１０５のタービン側端部において準備される圧縮空気はバーナ１０７にガイドされ、当該バーナにおいて燃料と混合される。その後、混合物は作動媒体１１３を形成しながら燃焼室１１０において燃焼される。作動媒体１１３は燃焼室から、高温ガス流路１１１に沿って案内翼１３０と動翼１２０を通過して流れる。動翼１２０において作動媒体１１３はパルス伝達式に膨張し、それにより動翼１２０はロータ１０３を駆動し、当該ロータは当該ロータに結合されている加工機械を駆動する。
高温の作動媒体１１３に曝される構成部材は、ガスタービン１００が駆動される間、熱的負荷を受ける。作動媒体１１３の流れ方向で見て第一のタービン段１１２の案内翼１３０と動翼１２０は、環状燃焼室１０６を内張りする遮熱材とならんで最も大きな熱的負荷を受ける。当該案内翼と動翼において支配的な温度に耐えるために、当該案内翼と動翼は冷却媒体を用いて冷却される。同様に翼１２０，１３０は腐食に対するコーティング（ＭＣｒＡｌＸ；Ｍ＝Ｆｅ，Ｃｏ，Ｎｉ，希土）と、熱に対するコーティング（断熱層、例えばＺｒＯ２，Ｙ２Ｏ４−ＺｒＯ２）を有し得る。
図２には従来技術による案内翼１３０を上面から見たものが示され、図３には部分断面が示されている。図１に関連して案内翼１３０はタービン１０８の内部ハウジング１３８に対向する案内翼底部１４５と、当該案内翼底部１４５に向き合う案内翼頭部１４７を有している。案内翼頭部はロータ１０３に対向しており、ステータ１４３の固定リング１４０に固定されている。案内翼１３０は中空に形成されている。内部室１３１には冷却媒体、典型的に空気が循環している。
案内翼１３０は特に、案内翼底部１４５と案内翼頭部１４７の間にある案内翼形体１４９に、多数の冷却空気開口部１５１を有している。冷却空気開口部１５１は従来技術において、一体的に鋳造された案内翼１３０に内設されている。しかしながらこのとき、特に案内翼底部１４５と案内翼形体１４９の間の移行領域であって、凹形の縁１５３が生じている移行領域では、冷却空気開口部１５１を内設するための器具の適応性が制限されている。そこで従来は、冷却空気開口部１５１であって、当該冷却空気開口部の軸線１５５が案内翼底部１４５に向けられている冷却空気開口部は、内設され得なかった。図２および図３において矢印は冷却空気Ｋと高温ガスＨの流れ方向を示している。図３が明らかにしているように、流れ方向は部分的に逆になっており、それにより最適な冷却は保証されておらず、冷却空気の消費は増大されている。
ここで図２および図３に類似した図４および図５に示されている案内翼１３０は、著しい改善を提供している。当該図において冷却空気開口部１５１の軸線１５５は縁１５３の領域において案内翼底部１４５に向けられている。これにより冷却空気Ｋの流れは高温ガスＨの流線に沿った向きになっており、ガスタービン１００の効率は実質的に向上させられる。
冷却空気開口部１５１の上記の構成は、以下に説明される製造方法によって可能となっている。まず、案内翼形体１４９と案内翼底部１４５は別個に鋳造される。その後、縁１５３の領域に臨界冷却空気開口部１５１が、レーザまたは放電加工機を用いて内設される。このとき器具は自由に動ける。続いて案内翼底部１４５と案内翼形体１４９は、図５に示される継ぎ目１５７において結合、例えば溶接される。
続いて案内翼１３０を、例えば金属層でコーティングすることが行われる。このとき冷却空気開口部１５１はコーティング材料で閉塞し得る。ここで冷却空気流が妨げられないように、冷却空気開口部１５１は円錐状に形成されている。代替的または付加的に、冷却空気開口部１５１上のコーティングは続いてレーザまたは放電加工機を用いて再び除去され得る。同時に近づきやすさに関して臨界的でないさらなる冷却空気開口部が内設され得る。
このように製造された案内翼１３０は冷却効率が向上するために、ガスタービン１００の効率を増大させる。
１００ ガスタービン
１０２ 回転軸線
１０３ ロータ
１０４ 吸引ハウジング
１０５ コンプレッサ
１０６ 環状燃焼室
１０７ バーナ
１０８ タービン
１０９ 排ガスハウジング
１１０ トーラス状燃焼室
１１１ 高温ガス流路
１１２ タービン段
１１３ 作動媒体
１１５ 案内翼列
１２０ 動翼
１２５ 動翼から成る列
１３０ 案内翼
１３３ タービンディスク
１３５ 空気
１３８ 内部ハウジング
１４０ 固定リング
１４３ ステータ
１４５ 案内翼底部
１４７ 案内翼頭部
１４９ 案内翼形体
１５１ 冷却空気開口部
１５３ 凹形の縁
１５５ 軸線
１５７ 継ぎ目

Claims (10)

  1. 翼形体（１４９）と、翼底部（１４５）と、を有するタービン翼（１３０）を製造するための方法であって、
    ａ）翼形体（１４９）と翼底部（１４５）を別個の部材として製造するステップと、
    ｂ）少なくとも一つの冷却空気開口部（１５１）を前記翼形体（１４９）および／または前記翼底部（１４５）に内設するステップと、
    ｃ）ステップｂ）の後に翼形体（１４９）と翼底部（１４５）を接合するステップと、を含む方法。
  2. ステップａ）による前記別個の部材（１４５，１４９）を製造することは鋳造によって行われる、請求項１に記載の方法。
  3. ステップｂ）による前記少なくとも一つの冷却空気開口部を内設することはレーザにより、および／または放電加工機を用いて行われる請求項１または２に記載の方法。
  4. 前記冷却空気開口部（１５１）の軸線（１５５）は前記翼形体（１４９）の外面において前記翼底部（１４５）に向けられるようもしくは前記翼底部（１４５）から離れるよう方向付けられる、請求項１から３のいずれか一項に記載の方法。
  5. ｄ）翼底部（１４５）および翼形体（１４９）の領域をコーティングで被覆する付加的なステップを含む、請求項１から４のいずれか一項に記載の方法。
  6. 前記冷却空気開口部（１５１）は円錐状に形成される、請求項５に記載の方法。
  7. ｅ）前記冷却空気開口部（１５１）の上の前記コーティングをレーザにより、および／または放電加工機を用いて除去する付加的なステップを含む、請求項５または請求項６に記載の方法。
  8. 請求項１から７のいずれか一項に記載の方法によって製造されたタービン翼（１３０）。
  9. 翼形体（１４９）と翼底部（１４５）を有するタービン翼（１３０）であって、前記翼形体（１４９）は冷却空気開口部（１５１）を有しており、当該冷却空気開口部の軸線（１５５）は前記翼形体（１４９）の外面において前記翼底部（１４５）に向けられている、タービン翼（１３０）。
  10. 請求項８または請求項９に記載のタービン翼（１３０）を有するタービン（１００）。
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9988932B2 (en) 2013-12-06 2018-06-05 Honeywell International Inc. Bi-cast turbine nozzles and methods for cooling slip joints therein
US9885245B2 (en) 2014-05-20 2018-02-06 Honeywell International Inc. Turbine nozzles and cooling systems for cooling slip joints therein
FR3025563B1 (fr) * 2014-09-04 2019-04-05 Safran Aircraft Engines Aube a plateforme et excroissance creusee
EP3103580B1 (en) * 2015-06-12 2021-01-20 Ansaldo Energia IP UK Limited Method for manufacturing a blading member assembly
CN105904043B (zh) * 2016-06-06 2017-12-08 南京航空航天大学 错合型阴极进给环形供液的叶片全轮廓电解系统及方法

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS59101504A (ja) * 1982-11-18 1984-06-12 ベ−・ベ−・ツエ−・アクチエンゲゼルシヤフト・ブラウン・ボヴエリ・ウント・コンパニイ ガスタ−ビン羽根装置
EP0826457A1 (en) * 1996-08-14 1998-03-04 ROLLS-ROYCE plc A method of drilling a hole in a workpiece
JP2001214707A (ja) * 1999-12-18 2001-08-10 General Electric Co <Ge> 勾配付きフイルム冷却を備えるタービンノズル
JP2002138802A (ja) * 2000-07-27 2002-05-17 General Electric Co <Ge> ろう付け無し隅肉を用いるタービンノズル
JP2007190671A (ja) * 2006-01-17 2007-08-02 General Electric Co <Ge> 複式放電加工機及びその使用方法
US20080050223A1 (en) * 2006-08-24 2008-02-28 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil with endwall horseshoe cooling slot
JP2008101607A (ja) * 2006-10-18 2008-05-01 United Technol Corp <Utc> 被覆された金属基体を備えるベーンクラスタ、該ベーンクラスタの製造方法、および該ベーンクラスタの設計方法
US20100034663A1 (en) * 2008-08-07 2010-02-11 Honeywell International Inc. Gas turbine engine assemblies with vortex suppression and cooling film replenishment
US20120167389A1 (en) * 2011-01-04 2012-07-05 General Electric Company Method for providing a film cooled article

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1210254B (de) * 1962-03-26 1966-02-03 Rolls Royce Gasturbinentriebwerk mit gekuehlten Turbinen-laufschaufeln
GB2227965B (en) * 1988-10-12 1993-02-10 Rolls Royce Plc Apparatus for drilling a shaped hole in a workpiece
US5216808A (en) * 1990-11-13 1993-06-08 General Electric Company Method for making or repairing a gas turbine engine component
JP3824324B2 (ja) * 1994-10-31 2006-09-20 ウエスチングハウス・エレクトリック・コーポレイション 冷却式プラットホームを備えたガスタービン翼
US6439837B1 (en) * 2000-06-27 2002-08-27 General Electric Company Nozzle braze backside cooling
GB0202619D0 (en) * 2002-02-05 2002-03-20 Rolls Royce Plc Cooled turbine blade
EP1905950A1 (de) * 2006-09-21 2008-04-02 Siemens Aktiengesellschaft Laufschaufel für eine Turbine
US7621718B1 (en) * 2007-03-28 2009-11-24 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine vane with leading edge fillet region impingement cooling
US7921654B1 (en) * 2007-09-07 2011-04-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Cooled turbine stator vane

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS59101504A (ja) * 1982-11-18 1984-06-12 ベ−・ベ−・ツエ−・アクチエンゲゼルシヤフト・ブラウン・ボヴエリ・ウント・コンパニイ ガスタ−ビン羽根装置
EP0826457A1 (en) * 1996-08-14 1998-03-04 ROLLS-ROYCE plc A method of drilling a hole in a workpiece
JP2001214707A (ja) * 1999-12-18 2001-08-10 General Electric Co <Ge> 勾配付きフイルム冷却を備えるタービンノズル
JP2002138802A (ja) * 2000-07-27 2002-05-17 General Electric Co <Ge> ろう付け無し隅肉を用いるタービンノズル
JP2007190671A (ja) * 2006-01-17 2007-08-02 General Electric Co <Ge> 複式放電加工機及びその使用方法
US20080050223A1 (en) * 2006-08-24 2008-02-28 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil with endwall horseshoe cooling slot
JP2008101607A (ja) * 2006-10-18 2008-05-01 United Technol Corp <Utc> 被覆された金属基体を備えるベーンクラスタ、該ベーンクラスタの製造方法、および該ベーンクラスタの設計方法
US20100034663A1 (en) * 2008-08-07 2010-02-11 Honeywell International Inc. Gas turbine engine assemblies with vortex suppression and cooling film replenishment
US20120167389A1 (en) * 2011-01-04 2012-07-05 General Electric Company Method for providing a film cooled article

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