JP2017106440A - ガスタービンエンジン用の翼形部に１つ以上の冷却孔を製作するためのシステムおよび方法 - Google Patents

Abstract

【課題】ガスタービンエンジン用の翼形部に１つ以上の冷却孔を製作する方法を提供する。
【解決手段】ガスタービンエンジン用の翼形部に１つ以上の冷却孔２１８を製作する方法が開示されている。方法は、翼形部の負圧側、正圧側または両側に、１つ以上の孔スタータボスを鋳造することと、１つ以上の孔スタータボスを介して、翼形部に１つ以上の冷却孔２１８を穿設することと、翼形部に１つ以上の冷却孔２１８を穿設した後、１つ以上の孔スタータボスを除去することとを含む。
【選択図】図３

Description

本開示の実施形態は、概して、ガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジン用の翼形部に１つ以上の冷却孔を製作するためのシステムおよび方法に関する。

いくつかの例では、バケットは、翼形部の全長に伸展して先端部に出てくるのではなく、翼形部の表面に出る（または突破する）、半径方向の孔で冷却されてもよい。このような冷却孔は、細長い楕円形状で、翼形部を突破してもよい。このような浅い角度で翼形部に孔を穿設することは、非常に困難である。

上記のニーズおよび／または問題の一部またはすべては、本開示のいくつかの実施形態によって対処され得る。一実施形態によると、ガスタービンエンジン用の翼形部に１つ以上の冷却孔を製作する方法が開示されている。上記方法は、翼形部の負圧側、正圧側または両側に１つ以上の孔スタータボスを鋳造することと、１つ以上の孔スタータボスを介して、翼形部に１つ以上の冷却孔を穿設することと、翼形部に１つ以上の冷却孔を穿設した後、１つ以上の孔スタータボスを取り除くことを含んでもよい。

別の実施形態によると、ガスタービンエンジン用の翼形部が開示されている。翼形部は、負圧側、負圧側の反対側の正圧側、および負圧側、正圧側または両側に鋳造された１つ以上の孔スタータボスを含んでもよい。

さらに、別の実施形態によると、ガスタービンエンジン用の翼形部の１つ以上の冷却孔を製作する方法が開示されている。上記方法は、翼形部の負圧側、正圧側または両側に１つ以上の孔スタータボスを鋳造することと、翼形部のシュラウドに１つ以上の見通しアクセス孔を穿設して、１つ以上の孔スタータボスへのアクセスを提供することと、１つ以上の孔スタータボスを介して、翼形部に１つ以上の冷却孔を穿設することと、翼形部に１つ以上の冷却孔を穿設した後、１つ以上の孔スタータボスを研削することとを含んでもよい。

本開示の他の実施形態、態様および特徴は、以下の詳細な説明、添付の図面および添付の請求の範囲から当業者に明らかになろう。

ここで添付の図面を参照するが、図面は必ずしも原寸に比例していない。
本開示の実施形態によるガスタービンエンジンの例示的な図を概略的に示す。 本開示の実施形態による例示的な翼形部を概略的に示す。 本開示の実施形態による例示的な翼形部を概略的に示す。 本開示の実施形態による例示的な翼形部を概略的に示す。 本開示の実施形態による例示的な翼形部を概略的に示す。 本開示の実施形態による例示的な翼形部を概略的に示す。

以下では、添付の図面を参照して、例示的な実施形態をより完全に説明する。図面には、本開示のすべての実施形態ではないが、いくつかの実施形態が示されている。本開示は、多くの異なる形で実施してもよく、本明細書に記載の実施形態に限定されると解釈されるべきではない。全体を通して、同様の番号は同様の要素を指す。

本開示の例示的な実施形態は、とりわけ、ガスタービンエンジン用の翼形部の１つ以上の冷却孔を製作するためのシステムおよび方法を対象としている。いくつかの例では、１つ以上の孔スタータボスは、翼形部の負圧側、正圧側または両側に鋳造されてもよい。孔スタータボスをガイドとして用いて、翼形部の負圧側または正圧側の表面に、冷却孔を穿設してもよい。スタータボスは、翼形部の表面に、比較的急峻なドリル角度を可能にしてもよい。翼形部の表面に冷却孔が穿設された後、孔スタータボスは除去されてもよい。例えば、孔スタータボスは、翼形部表面から削り落とされてもよい。

いくつかの例では、翼形部の先端部のシュラウドは、孔スタータボスへの適切なアクセスを妨げることがある。例えば、シュラウドは、孔スタータボスに対するドリル角度またはドリルの見通し線を遮る可能性がある。このような場合、翼形部のシュラウドに１つ以上の見通しアクセス孔を穿設または鋳造して、孔スタータボスへのアクセスを提供してもよい。翼形部の表面に冷却孔を穿設した後、見通しアクセス孔を埋めてもよい。例えば、見通しアクセス孔は、ろう付け、充填、溶接、または所定の位置にろう付けまたは溶接されてもよい板でカバーすることによって封止してもよい。カバーは、シュラウドの流路側または封止側のどちらを覆ってもよく、平滑な表面を作リ出すために凹ませてもよい。見通しアクセス孔を閉鎖する他の手段を用いてもよい。いくつかの例において、見通しアクセス孔は開いたままであってもよい。

さらに、翼形部のシャンクに、１つ以上の孔を穿設してもよい。このようにして、翼形部の表面に穿設された冷却孔は、冷却孔が翼形部のシャンクの孔と流体連通するように、シャンクから穿設された孔と繋がってもよい。したがって、冷却空気は、翼形部のシャンクの孔から流れ、冷却孔を通って、翼形部の負圧側および／または正圧側の表面から出てもよい。

いくつかの実施形態において、孔スタータボスは、翼形部の負圧側および／または正圧側の表面から突出する、突出部を含んでもよい。他の例では、孔スタータボスは、翼形部の負圧側および／または正圧側の表面にくぼみを含んでもよい。孔スタータボスは、単一の孔または多数の孔を含んでもよい。上記孔は、円形または他の製作可能な形状であり得る。孔スタータボスは、突起またはくぼみに関わらず、翼形部の表面に鋳造することができる。くぼみの場合、孔スタータボスは、放電加工または他の手段を用いて、材料を除去することによって製作することもできる。

ここで図面を参照すると、図１は、本明細書で用いられてもよいガスタービンエンジン１００の概略図を示している。ガスタービンエンジン１００は、圧縮機１０２を含んでもよい。圧縮機１０２は、空気１０４の流入流れを圧縮する。圧縮機１０２は、空気１０４の圧縮流れを燃焼器１０６に送達する。燃焼器１０６は、空気１０４の圧縮流れを燃料の圧縮流れ１０８に混合し、混合物を点火して、燃焼ガス流１１０を作り出す。単一の燃焼器１０６のみを示しているが、ガスタービンエンジン１００は、任意の数の燃焼器１０６を含んでもよい。燃焼ガス流１１０は、下流側タービン１１２に順に送達される。燃焼ガス流１１０は、タービン１１２を駆動して、機械的作用を生み出す。タービン１１２内で生み出された機械的作用は、シャフト１１４、および例えば発電機等の外部負荷１１６を介して、圧縮機１０２を駆動する。

ガスタービンエンジン１００は、天然ガス、様々な種類の合成ガスおよび／またはその他の種類の燃料を用いてもよい。ガスタービンエンジン１００は、ゼネラルエレクトリック社（スケネクタディ、ニューヨーク州）等によって提供されるもの等、多数の異なるガスタービンエンジンのいずれでもよい。ガスタービンエンジン１００は、異なる構成を有していてもよく、他の種類の構成要素を用いてもよい。本明細書で、他の種類のガスタービンエンジンが用いられることもある。本明細書で、複数のガスタービンエンジン、他の種類のタービン、および他の種類の発電装置が合わせて用いられることもある。

図２は、図１の圧縮機１０２またはタービン１１２に用いられてもよい、翼形部２００の１つの例示的な実施形態を概略的に示す。翼形部２００は、前縁部２０２、後縁部２０４、前縁部２０２および後縁部２０４の間に画定された負圧側２０６、負圧側２０６の反対側の前縁部２０２および後縁部２０４の間に画定された正圧側２０８を含んでもよい。翼形部２００は、プラットフォーム２１０、シャンク２１２、ダブテール２１４および先端部シュラウド２１６を含んでもよい。

図３に示すように、翼形部２００は、負圧側２０６および／または正圧側２０８の表面に、細長い楕円２２０の形状で、翼形部２００から出る（または突破する）多数の冷却孔２１８を含んでもよい。冷却孔２１８は、異形管電解加工（ＳＴＥＭ）プロセスを用いて穿設されてもよい。翼形部２００の表面に対する冷却孔２１８の角度によって、このような浅い角度で翼形部２００に冷却孔２１８を穿設することが非常に難しくなる可能性がある。

図４に示すように、１つ以上の孔スタータボス２２２は、翼形部２００の負圧側２０６および／または正圧側２０８に鋳造されて、負圧側２０６および／または正圧側２０８の翼形部表面を突き抜ける、半径方向の冷却孔２１８の製造を可能にしてもよい。孔スタータボス２２２をガイドとして用いて、翼形部２００の表面に冷却孔２１８を穿設してもよい。このようにして、スタータボス２２２は、翼形部２００の表面に比較的急峻なドリル角度を可能にしてもよい。翼形部２００の表面に冷却孔２１８が穿設された後、孔スタータボス２２２は除去されてもよい。例えば、孔スタータボス２２２は、翼形部２００の負圧側２０６および／または正圧側２０８の表面から削り落とされてもよい。

いくつかの実施形態において、孔スタータボス２２２は、翼形部２００の負圧側２０６および／または正圧側２０８の表面から突出する、突出部２２４を含んでもよい。他の例では、孔スタータボス２２２は、翼形部２００の負圧側２０６および／または正圧側２０８の表面にくぼみを含んでもよい。孔スタータボス２２２は、単一の孔２２６または多数の孔を含んでもよい。孔２２６は、ドリルガイドとして機能してもよい。孔２２６は、円形または他の製作可能な形状であり得る。孔スタータボス２２２は、突出部２２４またはくぼみに関わらず、翼形部２００の負圧側２０６および／または正圧側２０８の表面に鋳造することができる。くぼみの場合、孔スタータボス２２２は、放電加工または他の手段を用いて、材料を除去することによって製作することもできる。

いくつかの例では、翼形部２００の先端部のシュラウド２１６は、孔スタータボス２２２への適切なアクセスを妨げることがある。例えば、シュラウド２１６は、孔スタータボス２２２に対するドリル角度またはドリルの見通し線を遮る可能性がある。このような場合、図５に示すように、翼形部２００のシュラウド２１６に１つ以上の見通しアクセス孔２２８を穿設または鋳造して、孔スタータボス２２２へのアクセスを提供してもよい。翼形部２００の表面に冷却孔２１８を穿設した後、見通しアクセス孔２２８を埋めてもよい。例えば、見通しアクセス孔２２８は、ろう付け、充填、溶接、または所定の位置にろう付けまたは溶接されてもよい板でカバーすることによって封止してもよい。カバーは、シュラウド２１６の流路側または封止側のどちらを覆ってもよく、平滑な表面を作リ出すために凹ませてもよい。見通しアクセス孔２２８を閉鎖する他の手段を用いてもよい。いくつかの例において、見通しアクセス孔２２８は開いたままであってもよい。

さらに、図６に示すように、翼形部２００のシャンク２１２に、１つ以上の孔２３０を穿設してもよい。このようにして、翼形部２００の負圧側２０６および／または正圧側２０８の表面に穿設された冷却孔２１８は、冷却孔２１８が翼形部２００のシャンク２１２の孔２３０と流体連通するように、シャンク２１２から穿設された孔２３０と繋がってもよい。したがって、冷却空気は、翼形部２００のシャンク２１２の孔２３０から流れ、冷却孔２１８を通って、翼形部２００の負圧側２０６および／または正圧側２０８の表面から出てもよい。

実施形態は、構造的特徴および／または方法論的作用に特有の言語で説明されているが、本開示は、説明された特定の特徴に必ずしも限定されるものではないことを理解されたい。そうではなく、特定の特徴および作用は、実施形態を実施する例示的な形態として開示されている。

１００ ガスタービンエンジン
１０２ 圧縮機
１０４ 空気
１０６ 燃焼器
１０８ 燃料の圧縮流れ
１１０ 燃焼ガス流
１１２ タービン
１１４ シャフト
１１６ 外部負荷
２００ 翼形部
２０２ 前縁部
２０４ 後縁部
２０６ 負圧側
２０８ 正圧側
２１０ プラットフォーム
２１２ シャンク
２１４ ダブテール
２１６ シュラウド
２１８ 冷却孔
２２０ 楕円
２２２ 孔スタータボス
２２４ 突出部
２２６ 孔
２２８ 見通しアクセス孔
２３０ 孔

Claims (14)

1. ガスタービンエンジン（１００）用の翼形部（２００）に１つ以上の冷却孔（２１８）を製作するための方法であって、
   前記翼形部（２００）の負圧側（２０６）、正圧側（２０８）または両側に、１つ以上の孔スタータボス（２２２）を鋳造するステップと、
   １つ以上の前記孔スタータボス（２２２）を介して、前記翼形部（２００）に１つ以上の前記冷却孔（２１８）を穿設するステップと、
   前記翼形部（２００）に１つ以上の前記冷却孔（２１８）を穿設した後、１つ以上の前記孔スタータボス（２２２）を除去するステップとを備える方法。
2. 前記翼形部（２００）のシュラウド（２１６）に１つ以上の見通しアクセス孔（２２８）を穿設して、１つ以上の前記孔スタータボス（２２２）へのアクセスを提供するステップをさらに備える、請求項１に記載の方法。
3. 前記翼形部（２００）に１つ以上の前記冷却孔（２１８）を穿設した後、前記翼形部（２００）の前記シュラウド（２１６）の１つ以上の前記見通しアクセス孔（２２８）を埋めるステップをさらに備える、請求項２に記載の方法。
4. 前記翼形部（２００）のシャンク（２１２）に１つ以上の孔（２３０）を穿設するステップをさらに備え、１つ以上の前記冷却孔（２１８）は、前記翼形部（２００）の前記シャンク（２１２）の１つ以上の前記孔（２３０）と流体連通している、請求項１に記載の方法。
5. １つ以上の前記孔スタータボス（２２２）は、突出部（２２４）を含む、請求項１に記載の方法。
6. １つ以上の前記孔スタータボス（２２２）は、くぼみを備える、請求項１に記載の方法。
7. １つ以上の前記孔スタータボス（２２２）は、複数の孔（２２６）を含む、請求項１に記載の方法。
8. １つ以上の前記孔スタータボス（２２２）は、研削によって除去される、請求項１に記載の方法。
9. ガスタービンエンジン（１００）用の翼形部（２００）であって、
   負圧側（２０６）と、
   前記負圧側（２０６）の反対側の正圧側（２０８）と、
   前記負圧側（２０６）、前記正圧側（２０８）または両側に鋳造された、１つ以上の孔スタータボス（２２２）とを備える翼形部（２００）。
10. １つ以上の前記孔スタータボス（２２２）は、突出部（２２４）を備える、請求項９に記載の翼形部（２００）。
11. １つ以上の前記孔スタータボス（２２２）は、くぼみを備える、請求項９に記載の翼形部（２００）。
12. １つ以上の前記孔スタータボス（２２２）は、複数の孔（２２６）を備える、請求項９に記載の翼形部（２００）。
13. 前記翼形部（２００）のシュラウド（２１６）に１つ以上の見通しアクセス孔（２２８）をさらに備える、請求項９に記載の翼形部（２００）。
14. 前記翼形部（２００）のシャンク（２１２）に１つ以上の孔（２３０）をさらに備える、請求項９に記載の翼形部（２００）。