JP3459579B2 - 後方流動多段エーロフォイル冷却回路 - Google Patents

後方流動多段エーロフォイル冷却回路

Info

Publication number
JP3459579B2
JP3459579B2 JP32481598A JP32481598A JP3459579B2 JP 3459579 B2 JP3459579 B2 JP 3459579B2 JP 32481598 A JP32481598 A JP 32481598A JP 32481598 A JP32481598 A JP 32481598A JP 3459579 B2 JP3459579 B2 JP 3459579B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
airfoil
cooling
tip
span
cooling circuit
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
JP32481598A
Other languages
English (en)
Other versions
JPH11294101A (ja
Inventor
ジョージ・アルバート・ダージン
チング−パング・リー
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JPH11294101A publication Critical patent/JPH11294101A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP3459579B2 publication Critical patent/JP3459579B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【技術分野】本発明は、概括的にはガスタービンエンジ
ンにおけるタービンロータブレード及びステータベーン
の冷却に関するものであり、具体的にはその内部の蛇行
冷却回路に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンには空気を圧縮す
る圧縮機が含まれており、圧縮空気は燃焼器に送られ、
そこで燃料と混合・点火され燃焼ガスを発生する。燃焼
ガスは単段又は多段タービンを通って下流に流れ、ター
ビンで燃焼ガスから圧縮機を駆動するためのエネルギー
が抽出されるとともに、例えば飛行中の航空機を推進す
るためのファンを駆動するための出力も発生する。ター
ビン段には、ロータディスクの外周に固定された１列の
タービンロータブレードが、その上流に配置された複数
のステータベーンを有する静止タービンノズルと共に含
まれる。ロータディスクを回転するためのエネルギーを
抽出すべく、燃焼ガスはステータベーン間及びタービン
ブレード間を流れる。燃焼ガスは高熱であるので、ター
ビンベーン及びブレードはその目的のために圧縮機から
抽気された圧縮空気の一部で冷却されるのが通例であ
る。圧縮機空気をたとえ一部でも燃焼器での使用から流
用すると必然的にエンジンの全体効率は低下する。従っ
て、できるだけ少量の圧縮機ブリード空気でベーン及び
ブレードを冷却するのが望ましい。
【０００３】典型的なタービンベーン及びブレードには
エーロフォイルが含まれ、その表面を燃焼ガスが流れ
る。エーロフォイルは通例その内部に１以上の蛇行冷却
通路を含んでおり、その中をエーロフォイル冷却用の圧
縮機ブリード空気が流れる。エーロフォイルはその内部
に冷却効果を高めるための種々のタービュレータ（乱流
器）を含んでいてもよく、冷却空気はエーロフォイルの
外面に設けられた種々のフィルム冷却孔を通して上記通
路から排出される。
【０００４】エーロフォイル上を流れる燃焼ガスの温度
プロフィールは通例エーロフォイルの半径方向高さ（す
なわちスパン）の５０％〜８０％に中心ピークをもつ。
隣接エーロフォイル間での二次流れ場のため、時として
燃焼ガスの温度プロフィールがエーロフォイルの正圧側
上で半径方向外側にシフトすることがある。従って、エ
ーロフォイルは通例スパン中央上方の正圧側で比較的高
い入熱負荷を受ける。蛇行冷却回路は翼根元から空気を
エーロフォイル内に導入するので、有効な作動寿命を得
るため、最大入熱を経験するエーロフォイル外部が適切
に冷却されるように冷却空気を適当な流量で供給しなけ
ればならない。そのためエーロフォイル内部が過冷却さ
れかねず、貴重な圧縮機ブリード空気の無駄使いとな
る。かかる短所を克服すべく、米国特許第５５９１００
７号に開示された「多段タービンエーロフォイル（ｍｕ
ｌｔｉ−ｔｉｅｒ ｔｕｒｂｉｎ ａｉｒｆｏｉｌ）」
が案出された（その開示内容は文献の援用によって本明
細書に取り込まれる）。この米国特許には、部分的に別
々の縦方向段に配列された２以上の独立した蛇行冷却回
路を画定する複数の内部リブを有するエーロフォイルで
あって、当該エーロフォイルを縦方向に差別的に冷却す
るため外側段回路が内側段回路よりも部分的に縦方向上
方に配置されているエーロフォイルが開示されている。
今般、一段と優れた冷却空気分布を用いることのできる
一段と進んだタービンエーロフォイル設計が開発され
た。
【０００５】典型的な中央回路の冷却空気は、蛇行通路
内で熱を取り去った後、フィルム冷却孔を通って外に出
る。１列以上のフィルム冷却孔が正圧側のみならず負圧
側にも配置されている。新たな低貫流タービン設計の空
力効率の高いエーロフォイルは正圧側に沿って低速の外
部ガス経路流に付される。その結果フィルム冷却孔を通
してのブロー比（フィルム冷却空気とガス流の質量流束
比）が非常に高くなって、エーロフォイルの正圧側での
フィルム冷却効率（フィルム噴出）が非常に悪くなる。
フィルム冷却空気を供給するキャビティのうちの少なく
とも若干の幾何学的制約のため、正圧側及び負圧側の表
面から比較的浅い角度のフィルム冷却孔を正圧側及び負
圧側に用いるのは不可能もしくは困難である。大きな角
度を用いると、多量のフィルム冷却空気が境界層の外に
流れ出てしまうため、多大な空力混合損が生じ、フィル
ム冷却効率が悪くなる。そこで、エーロフォイルのかか
る領域でフィルム冷却を使用せずにすみ、エーロフォイ
ル全体の有効かつ効率的なフィルム冷却及び対流冷却を
もたらす回路設計が望まれている。
【０００６】
【発明の概要】タービンエーロフォイルは、それぞれ別
々の縦方向段に配列された外側蛇行部と内側蛇行部を有
する２以上の独立した蛇行冷却回路を画定する複数の内
部リブを含んでいて、外側蛇行部は当該エーロフォイル
を縦方向に差別的に冷却するため内側段蛇行部よりも縦
方向上方に配置される。外側及び内側蛇行部はそれぞれ
外側及び内側出口と外側及び内側入口とを含んでおり、
外側及び内側出口は、蛇行部内で前縁から後縁へと後方
に向かう翼弦流れ方向を有するように、それぞれ外側及
び内側入口よりも後方に位置する。
【０００７】当該エーロフォイルは、エーロフォイルの
負圧側の外壁にフィルム冷却孔を含んでいてもよく、エ
ーロフォイルの前縁と後縁の間の翼弦中央部に沿った正
圧側の外壁にフィルム冷却孔を全く有していなくてもよ
い。
【０００８】
【発明の効果】本発明は、タービンエーロフォイル外壁
のスパン上方部の冷却だけでなく外壁の負圧側及び正圧
側の翼弦中央部の冷却にも格段の改善がもたらされるこ
とを始め、数々の利点をもたらす。さらに、別々の前縁
及び中央回路を用いることで、エーロフォイルのスパン
上方部に冷たい冷却空気を与える。
【０００９】エーロフォイルの大きく湾曲した輪郭のた
め、前縁に近いスパン流路（すなわちキャビティ）間の
スパンリブは後縁に近いスパン流路間のスパンリブより
も幅広く、そのため平均すると外壁の両側の高温外表面
からより遠く離れており、概して流路内の冷却空気温度
により近い温度を有する。本発明におけるような下流向
き蛇行回路設計では、冷却空気温度は上流向き蛇行回路
設計での同一キャビティ内の冷却空気温度よりも低い。
そのため下流向き蛇行回路は上流向き蛇行回路よりも低
いスパン方向リブ壁の平均温度を有するようになり、そ
の結果翼弦方向における全体的な冷却空気温度分布に優
れるとともにエーロフォイルのバルク温度に優れ、エー
ロフォイル全体の冷却作用が良くなる。
【００１０】二段（階層）回路設計では、冷却空気を一
段と効率的に分布させる上での融通性が高まり、各経路
の長さが短縮されるとともにターンの数が増して、その
結果蛇行通路内の熱伝導（冷却）係数が高まる。また、
外部ガスはタービンを通過する際翼弦方向すなわち下流
方向に膨張するので、下流向き蛇行回路設計は外部ガス
圧力との調和性及び適合性に優れた内部冷却空気圧を与
える。その結果、ブレードに対する逆流マージンが高ま
り、多大な圧力消費と交換に優れた熱伝導が得られるこ
とで内部冷却能力がより一層最大限に活用できるように
なる。
【００１１】前縁に近い外壁側面は従来技術よりも低温
かつ新鮮な空気で冷却されるので、この領域ではフィル
ム冷却は必ずしも必要でない。その結果、タービン性能
が向上し、生産コストも下がる。さらに、後縁に近いフ
ィルム冷却孔は前縁に近いフィルム冷却孔よりも表面か
らの流れ角度を浅くすることができ、その結果フィルム
冷却効果が向上する。後縁近くでの外部ガス流速は、前
縁に近い翼側面に沿った部分よりも高速に加速される。
従って、エーロフォイル冷却は前縁に近い外壁側面部分
の熱伝導及び対流冷却についてより良くあつらえること
ができ、フィルム冷却孔は側面の後縁に近い部分に用い
ればよく、そうした部分ではフィルム冷却孔は小さい
（従って優れた）ブロー比をもつようになり、その結果
フィルム冷却効率及び全体的な冷却効率が向上する。
【００１２】一般に、エーロフォイルに関する設計上の
要求条件は、スパン下方では低金属温度における高応力
レベルでの破損に対する懸念を、上方領域では酸化及び
疲労亀裂開始を避けるため高い表面温度に対する懸念を
動機とする。下流へと流れる多段蛇行という設計コンセ
プトは、冷却流れ及びブレード寿命をさらに至適化でき
る能力をもってこれらのニーズに応えるものである。
【００１３】
【発明の実施の形態】本発明の特徴的事項と思料される
新規態様は特許請求の範囲に記載し、明示した。以下、
添付の図面を参照しながら、本発明をその目的及び有利
な効果と併せてさらに詳細に説明する。図１に図示した
のは、ガスタービンエンジン用のタービンブレード１０
の具体例である。ブレード１０はエーロフォイル１２
と、エンジンのロータディスクにブレード１０を従来通
り固定するのに用いられる慣用のダブテール根元１４と
を含んでいる。エーロフォイル１２の断面を図２に示す
が、図示した通り、エーロフォイル１２は外壁１５を含
んでいてその正圧側１６と負圧側１８は軸方向、すなわ
ち翼弦方向に離隔した上流の前縁２０と下流の後縁２２
に沿って互いに結合している。エーロフォイル１２は、
エーロフォイル１２のスパン方向の縦軸すなわち半径方
向軸２４に沿って半径方向内側の基部２６から半径方向
外側の翼先端２８まで縦方向に延在していてエーロフォ
イルのスパンＳをなす。翼先端（チップともいう）２８
は、外壁１５から外側延長部を有するスクイーラチップ
（ｓｑｕｅａｌｅｒ ｔｉｐ）、すなわち外側先端壁３
１周縁に該外側先端壁から縦方向外側に延在しその内側
にスクイーラチップキャビティ３３を形成するスクイー
ラチップ壁２９として図示してある。内側の基部２６
は、エーロフォイル１２の内側流れ境界を形成する従来
のプラットホーム３０にて画定され、その下に根元１４
が延びている。
【００１４】ブレード１０の作動時には、燃焼器（図示
せず）によって燃焼ガス３２が発生し、エーロフォイル
の外壁１５の正圧側１６及び負圧側１８上を下流に流れ
る。燃焼ガス３２の半径方向すなわち縦方向温度プロフ
ィールは通例エーロフォイルの中央スパン翼弦ＣＭの上
の約５０％〜８０％のスパン中央領域近くに中心ピーク
をもつ。隣接エーロフォイル１２間の二次流れ場によっ
て温度プロフィールがエーロフォイルの正圧側１６で半
径方向外側に向かってシフトすることがあり、エーロフ
ォイル１２の半径方向高さ（すなわちスパン）の約７０
％〜８５％の範囲に半径方向外向きにシフトする。そこ
で、正圧側１６はスパン高さの７０％〜８５％のスパン
中央領域上方でその最大の入熱又は負荷を経験する。
【００１５】本発明によれば、燃焼ガス３２からエーロ
フォイル１２に加わる熱負荷の分布との調和を高めるた
め、エーロフォイル１２の選択的な半径方向（すなわち
スパン方向）冷却を行う。図面には例示的なガスタービ
ンロータブレード１０を示したが、本発明は、同様のエ
ーロフォイルを有するタービンステータベーンにも均等
に適用され、かかるステータベーンも本発明に従って同
様に冷却し得る。
【００１６】さらに具体的には、正圧側１６と負圧側１
８は前縁２０と後縁２２の間で周方向（すなわち横方
向）に互いに離隔していて、総括的に符号３４で示す複
数の内部リブで一体としてつながっている。内部リブ３
４は、外側段蛇行部３６ａ及び内側段蛇行部３８ａをそ
れぞれ有する外側冷却回路３６及び内側冷却回路３８と
して示す２以上の独立した冷却通路を画定する。外側段
蛇行部３６ａ及び内側段蛇行部３８ａはそれぞれ概して
中央スパン翼弦ＣＭの上下に配置される。外側段蛇行部
３６ａ及び内側段蛇行部３８ａは別々の縦方向デッキも
しくは段に配列され、外側段蛇行部３６ａはエーロフォ
イル１２を縦方向に差別的に冷却して燃焼ガス３２から
加わる熱負荷との調和を図るべく部分的に内側段蛇行部
３８ａよりも縦方向（すなわち半径方向）上方に配置さ
れる。さらに、外側段及び内側段蛇行部３６ａ及び３８
ａは、それぞれの外側段及び内側段蛇行部内の蛇行冷却
流れ３５が蛇行部内で前縁２０から後縁２２へと後方に
向かう翼弦流れ方向４３で起こるように配置される。外
側段及び内側段蛇行部３６ａ及び３８ａはそれぞれ外側
及び内側出口３６ｃ及び３８ｃと外側及び内側入口３６
ｂ及び３８ｂとを含んでいて、これらは外側及び内側出
口３６ｃ及び３８ｃがそれぞれ外側及び内側入口３６ｂ
及び３８ｂよりも後方に位置するように配置され、蛇行
冷却流れ３５が前縁２０から後縁２２へと後方に向かっ
て翼弦流れ方向４３に流れるようにして、燃焼ガス３２
から加わる熱負荷との調和を高め、蛇行冷却流れ３５を
エーロフォイルの熱負荷に対して一段と効果的に適合さ
せかつエーロフォイル１２を一段と効果的に冷却する。
【００１７】図１に示す内部リブ３４は、主として、翼
弦方向に離隔しかつ縦方向に延在する短いスパンリブ３
４ａと長いスパンリブ３４ｂの形態をしており、短いス
パンリブ３４ａは外側段及び内側段蛇行部３６ａ及び３
８ａを画定し、長いスパンリブ３４ｂは複数の別個のス
パン流路（総括的に符号４０で示す）及び蛇行流路（総
括的に符号４１で示す）を画定するが、これらの流路は
エーロフォイル１２内部に縦方向に延在して、圧縮機
（図示せず）から従来通り受け入れた冷却空気４２をエ
ーロフォイル冷却のためエーロフォイル１２の内部に流
す。内部リブ３４は好ましくは２以上の（１つでも足り
るが）スパン中央コードリブ３４ｘをも含んでいて、コ
ードリブ３４ｘは隣接する短いスパンリブ３４ａと長い
スパンリブ３４ｂの間に翼弦方向に延在し、外側転回流
路３７ａ及び内側転回流路３７ｂを部分的に構成する。
外側転回流路３７ａ及び内側転回流路３７ｂはスパン流
路４０と蛇行流路４１をつないで外側蛇行部３６ａ及び
内側蛇行部３８ａを形成する。中央スパン翼弦ＣＭ近く
の外側転回流路３７ａと内側転回流路３７ｂの幾つかは
翼弦方向に延在する隣接コードリブ３４ｘによって離隔
されていており、隣接コードリブ３４ｘは縦方向にずれ
ていても（すなわち離隔していても）よい。ずれ配置
は、エーロフォイルがスパン中央領域で折れて破損する
という破損線を通例有する第１モードの共振に関してエ
ーロフォイルの剛性を高めるのでさらに有利となる。外
側蛇行部３６ａの蛇行流路４１は、好ましくは、エーロ
フォイル１２の剛性をさらに高めるとともにその構成を
単純化すべく内側蛇行部３８ａの対応流路と縦方向に整
合させる。
【００１８】図に示す例示的な実施形態では、外側段冷
却回路３６及び内側段冷却回路３８は５パス蛇行回路で
ある。実質的に、外側段冷却回路３６はすべて内側段冷
却回路３８の主要部分の真上に配置されており、そのた
めエーロフォイル１２はその縦方向（すなわち半径方
向）に選択的に冷却され、作動時にエーロフォイル１２
上を流れる燃焼ガス３２から加わる入熱との調和を高め
得る。外側段及び内側段冷却回路３６、３８の蛇行パス
数は所望に応じて適当な数とし得る。
【００１９】図１に示す例示的な実施形態において、外
側段蛇行部３６ａ及び内側段蛇行部３８ａはエーロフォ
イル１２の前縁２０と後縁２２の間の翼弦中央領域Ｍ近
くに配置されているが、これは経験上エーロフォイル１
２における最高入熱が例えばエーロフォイル先端２８近
くの翼弦中央領域でしかも正圧側１６にあることが判明
したからである。この具体的な実施形態では、コードリ
ブ３４ｘはエーロフォイル１２のスパン中央付近、すな
わち半径方向高さの約５０％の位置に配置されている。
背景の項で述べた通り、燃焼ガス３２の中心ピーク型温
度プロフィールが半径方向に少しでも移動すると、エー
ロフォイル１２の正圧側１６にスパン高さの約７０％〜
８５％の範囲で最高温度をもたらす。従って、コードリ
ブ３４ｘをスパン中央Ｍに配置することにより、外側段
冷却回路３６はエーロフォイル先端２８まで上方に延在
することになり、この最高入熱領域に直接冷却空気を供
給するようになってこの領域のエーロフォイルが最大限
冷却されるようになる。
【００２０】外側段冷却回路３６はスパン流路４０のう
ち外側入口流路４０ｂを画定するものをさらに含んでい
て、該外側入口流路４０ｂは半径方向上方に向かって外
側転回流路３７ａのうちの第１の外側転回流路３７ｅま
で延在する。内側段冷却回路３８も同様にスパン流路４
０のうち内側入口流路４０ａを画定するものを含んでい
て、該内側入口流路４０ａは半径方向上方に向かって内
側転回流路３７ｂのうちの第１の内側転回流路３８ｅま
で延在する。内側段冷却回路３８は、スパン流路４０の
うちの第３のもので内側出口流路４０ｃを画定するもの
を含んでいて、該内側出口流路４０ｃは半径方向上方に
向かって外側先端壁３１まで延在しそこで最高点に達す
る。
【００２１】前縁冷却プレナム７０は最前部のスパンリ
ブ７１と外壁１５の前縁２０との間に形成される。後縁
冷却プレナム７２は最後部のスパンリブ７５と外壁１５
の後縁２２との間に形成される。最前部スパンリブ７１
内の冷却空気排出口７４は冷却空気を外側入口流路４０
ｂから前縁冷却プレナム７０に供給し、そこから従来の
前縁シャワーヘッド冷却孔４４を通して冷却吸気が流出
する。最後部スパンリブ７５内の冷却空気排出口７４は
冷却空気を内側出口流路４０ｃから後縁冷却プレナム７
２に供給し、そこから従来の後縁冷却孔４６を通して冷
却空気が流出する。これは前縁２０及び後縁２２を冷却
するために用いられる。
【００２２】エーロフォイルは、フィルム冷却孔４８を
外壁１５の両側に含んでいてもよいし、或いは、図２に
示す別の具体的な実施形態のように、負圧側１８がフィ
ルム冷却孔を全く有しておらず、正圧側１６が好ましく
はエーロフォイルの前縁と後縁の間の翼弦中央部に沿っ
て複数の下流に傾斜したフィルム冷却孔４８を外壁１５
に有するように構成してもよい。
【００２３】図１に示す例示的実施形態のエーロフォイ
ル１２は冷却空気４２を根元１４から受け入れるので、
外側段冷却回路３６及び内側段冷却回路３８のそれぞれ
の入口流路４０ｂ及び４０ａは、それぞれ外側段冷却回
路３６及び内側段冷却回路３８に別々に冷却空気４２を
供給すべく下方部分で互いに平行に延在する。エーロフ
ォイルのスクイーラチップは、内側出口流路４０ｃ及び
外側出口流路４０ｄからスクイーラチップキャビティ３
３へとつながる位置で外側先端壁３１に設けられた先端
冷却孔５９によって冷却される。こうして、外側段冷却
回路３６及び内側段冷却回路３８は各々１以上の先端冷
却孔５９で最高点に達し、冷却空気をスクイーラチップ
キャビティ３３に供給する。追加の新鮮な冷却空気を内
側出口流路に供給し次いで後縁２２の補充冷却のため後
縁冷却プレナム７２に供給すべく、内側転回流路３７ｂ
のうちの一つの間にかかる最底部コードリブ６４を貫通
して内側出口流路４０ｃへと通じる１以上のリフレッシ
ャー孔６２を通じてリフレッシャー冷却空気４２ａを供
給するための、リフレッシャースパン流路６０を根元１
４を通して配置してもよい。外側先端壁３１はまた冷却
回路と流路とプレナムの最も外側の部分をキャップす
る。
【００２４】最前部スパンリブ７１及び最後部スパンリ
ブ７５及びそれらの冷却空気排出孔７４の下流にある先
端冷却孔５９で最高点に達する外側段冷却回路３６及び
内側段冷却回路３を有することの一つの利点は、前縁冷
却プレナム７０及び後縁冷却プレナム７２のスパン方向
全長に供給するのに十分な冷却空気が常に存在すること
である。この態様のもう一つの利点は、最前部スパンリ
ブ７１及び最後部のスパンリブ７５（それぞれコールド
ブリッジ及びウォームブリッジとも呼ばれる）が従来技
術の設計よりも低温に保たれ、そのためそれらが取り付
けれた外壁１５をより効果的に冷却することである。こ
の設計は、前縁及び後縁冷却空気排出口７４或いはイン
ピンジメント孔及び負圧側フィルム冷却孔４８（ギル孔
とも呼ばれる）に冷却空気を供給する上向パスで冷却さ
れるブレードを有する従来のコールド及びウォームブリ
ッジ設計よりも効果的な冷却設計である。これら従来の
供給キャビティ又は通路の先端にはごく少量の冷媒しか
残らない。これらのブリッジ及び通路はまた妥当な大き
さの表面長さに及ぶが、その長さに対しては適度な冷却
を与えなければならない。
【００２５】図１に示すタービンブレードの実施形態で
は、入口流路４０ａ及び４０ｂは、従来と同様に冷却空
気４２を受け入れるため、根元１４内部の内側基部２６
下方の共通平面で始まる。内側出口流路４０ｃ及び外側
出口流路４０ｄは翼先端２８の共通平面にて終わる。こ
のように、２段冷却回路３６及び３８は縦方向にほぼ同
じ広がりをもち、外側段冷却回路３６は主にエーロフォ
イル１２の外側部分を冷却し、内側段冷却回路３８は主
にエーロフォイル１２の内側部分を冷却する。ブレード
スパン中央の下側は少ない冷却ですむので、内側段冷却
回路３８に送る冷却空気４２の量は、その領域の低い入
熱負荷に適応した必要量だけに低減し得る。そして、外
側段冷却回路３６に導入される冷却空気４２は、エーロ
フォイル上方領域の高い入熱負荷に適応した適当量を与
えるべく独立に計量し得る。このようにして、従来技術
で起こっていたようなこれらの領域の過冷却を起こさず
に、事情が許せば冷却空気４２の総使用量を減らして、
エーロフォイル１２を半径方向（すなわち縦方向）及び
軸方向（すなわち翼弦方向）に選択的に冷却することが
できる。冷却空気４２はこうして一段と効率的に利用さ
れ、圧縮機から抽気される冷却空気の量が減って、ガス
タービンエンジンの全体的作動効率が上昇する。
【００２６】エーロフォイル１２は、その他にも、当技
術分野で周知のタービュレータもしくはピン（図示せ
ず）等のエーロフォイルの冷却作用を高めるための慣用
手段を有していてもよい。以上、図面に示したタービン
ブレード１０に関して本発明を説明してきたが、本発明
は同様のエーロフォイルを有するタービンノズルベーン
に対しても使用でき、その選択的スパン方向冷却を利用
して燃焼ガス３２から加わる半径方向温度プロフィール
との調和を高めることができる。
【００２７】上述の多段蛇行冷却配置は、冷却空気の使
用量を至適化するとともにエーロフォイル１２の金属温
度プロフィールを一段と望ましいものにするための選択
的なスパン方向及び翼弦方向冷却という利点をもたら
す。図１では５パス蛇行回路を例示したが、設計用途及
び利用可能な冷却空気圧に応じて、外側段冷却回路３６
に対して３パス蛇行回路を用いてもよい。多段蛇行外側
及び内側段冷却回路３６及び３８は、従来のマルチパス
蛇行通路用に用いられるような慣用鋳造法を用いて容易
に製造し得る。
【００２８】以上、本発明の好適な実施形態と考えられ
る構造について説明したが、本発明の他の変更例も上述
した説明から当業者に明らかであり、このような変更例
も本発明の要旨の範囲内に包含される。以上本発明の例
示的で好ましいと考えられる実施形態について記載して
きたが、本発明についてのその他様々な修正は本明細書
の教示内容から当業者には自明であり、添付の特許請求
の範囲においてかかる修正のすべてが本発明の真の技術
的思想及び技術的範囲に属するものとして保護されるこ
とを望むものである。
【００２９】そこで米国特許で保護されることを望むの
は特許請求の範囲に記載され明示された事項である。
【図面の簡単な説明】
【図１】 下流に流れる蛇行部をもつ多段蛇行冷却回路
を有するガスタービンエンジンエーロフォイルの具体例
を翼弦にそって平らに展開したものの断面図である。
【図２】 実際の湾曲した翼弦をもって図示した図１の
エーロフォイルの線２−２の断面図である。
【符号の説明】
１０ タービンブレード １２ エーロフォイル １４ ダブテール根元 １５ 外壁 １６ 正圧側 １８ 負圧側 ２０ 前縁 ２２ 後縁 ２４ 半径方向軸 ２６ 内側基部 ２８ エーロフォイル先端 ２９ スクイーラチップ壁 ３０ プラットホーム ３１ 外側先端壁 ３２ 燃焼ガス ３３ スクイーラチップキャビティ ３４ 内部リブ ３４ａ 短いスパンリブ ３４ｂ 長いスパンリブ ３４ｘ スパン中央のコードリブ ３５ 冷却流れ ３６ 外側段冷却回路 ３６ａ 外側段蛇行部 ３６ｂ 外側入口 ３６ｃ 出口 ３７ａ 外側転回流路 ３７ｂ 内側転回流路 ３７ｅ 第１外側転回流路 ３８ 内側段冷却回路 ３８ａ 内側段蛇行部 ３８ｂ 内側入口 ３８ｃ 出口 ３８ｅ 第１内側転回流路 ４０ スパン流路 ４０ａ 内側入口流路 ４０ｂ 外側入口流路 ４０ｃ 内側出口流路 ４０ｄ 外側出口流路 ４１ 蛇行流路 ４２ 冷却空気 ４２ａ リフレッシャー冷却空気 ４３ 流れ方向 ４４ シャワーヘッド冷却孔 ４６ 後縁冷却孔 ４８ 下流傾斜フィルム冷却孔 ５９ 先端冷却孔 ６０ リフレッシャースパン流路 ６２ リフレッシャー孔 ６４ 最底部コードリブ ７０ 前縁冷却プレナム ７１ 最前部スパンリブ ７２ 後縁冷却プレナム ７４ 排出口 ７５ 最後部スパンリブ Ｍ 翼弦中央領域 ＣＭ 中央スパン翼弦 Ｓ スパン
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 平９−133001（ＪＰ，Ａ) 米国特許5591007（ＵＳ，Ａ) 米国特許5387085（ＵＳ，Ａ) 米国特許4753575（ＵＳ，Ａ) 米国特許4684322（ＵＳ，Ａ) 英国特許出願公開2250548（ＧＢ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F01D 1/00 - 11/10 F02C 7/28

Claims (5)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 エーロフォイルの翼弦方向に離隔した前
    縁と後縁において互いに結合した正圧側(16)と負圧側(1
    8)を有し、且つ根元(14)から先端(28)まで縦方向に延在
    するエーロフォイル外壁(15)を含んでなるタービンエン
    ジンエーロフォイル(12)であって、 前記先端側に配置された外側段蛇行部(36a)を有し、且
    つ外側入口(36b)と該外側入口より翼弦方向後方に位置
    した外側出口(36c)とを有する外側冷却回路(36)と、 前記根元側に配置された内側段蛇行部(38a)を有し、且
    つ内側入口(38b)と該内側入口より翼弦方向後方に位置
    した内側出口(36c)とを有する内側冷却回路(38)と、 前記前縁に沿って前記外壁(15)に冷却空気排出口(44)を
    有し、且つ外側冷却回路(36)から前縁スパンリブ(71)を
    貫通する前縁空気供給口(74)を有する前縁冷却プレナム
    (70)と、 前記後縁に沿って前記外壁(15)に冷却空気排出口(44)を
    有し、且つ内側冷却回路(38)から後縁スパンリブ(75)を
    貫通する後縁空気供給口(74)を有する後縁冷却プレナム
    (72)と、 を備えるタービンエンジンエーロフォイル。
  2. 【請求項２】 エーロフォイルの翼弦方向に離隔した前
    縁と後縁において互いに結合した正圧側(16)と負圧側(1
    8)を有し、且つ根元(14)から先端(28)まで縦方向に延在
    するエーロフォイル外壁(15)を含んでなるタービンエン
    ジンエーロフォイル(12)であって、 前記先端側に配置された外側段蛇行部(36a)を有し、且
    つ外側入口(36b)と該外側入口より翼弦方向後方に位置
    した外側出口(36c)とを有する外側冷却回路(36)と、 前記根元側に配置された内側段蛇行部(38a)を有し、且
    つ内側入口(38b)と該内側入口より翼弦方向後方に位置
    した内側出口(36c)とを有する内側冷却回路(38)と、 前記外側段蛇行部(36a)と前記内側段蛇行部(38a)との間
    に配置され、前記根元(14)から先端(28)への縦方向に互
    いに離隔している２以上のコードリブ(34X)と、を備え
    るタービンエンジンエーロフォイル。
  3. 【請求項３】 根元(14)を通して配置されたリフレッシ
    ャースパン流路(60)と、 前記内側段蛇行部(38a)とリフレッシャースパン流路(6
    0)との間に配置されたリフレッシャー孔(62)をさらに含
    む請求項１又は請求項２に記載のエーロフォイル。
  4. 【請求項４】 前記外側冷却回路の外側出口(36c)から
    配置された第１先端冷却孔(59)と、 前記内側冷却回路の外側出口(38c)から配置された第２
    先端冷却孔(59)を含む請求項１又は請求項２に記載のエ
    ーロフォイル。
  5. 【請求項５】 エーロフォイル外壁(15)から縦方向外側
    に延在し、その内側にスクイーラチップキャビティ(33)
    を構成するスクイーラチップ壁(29)を含む請求項１又は
    請求項２に記載のエーロフォイル。
JP32481598A 1997-11-17 1998-11-16 後方流動多段エーロフォイル冷却回路 Expired - Fee Related JP3459579B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/971,305 US6220817B1 (en) 1997-11-17 1997-11-17 AFT flowing multi-tier airfoil cooling circuit
US08/971305 1997-11-17

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH11294101A JPH11294101A (ja) 1999-10-26
JP3459579B2 true JP3459579B2 (ja) 2003-10-20

Family

ID=25518192

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP32481598A Expired - Fee Related JP3459579B2 (ja) 1997-11-17 1998-11-16 後方流動多段エーロフォイル冷却回路

Country Status (4)

Country Link
US (1) US6220817B1 (ja)
EP (1) EP0916810B1 (ja)
JP (1) JP3459579B2 (ja)
DE (1) DE69833538T2 (ja)

Families Citing this family (63)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6139269A (en) * 1997-12-17 2000-10-31 United Technologies Corporation Turbine blade with multi-pass cooling and cooling air addition
DE19921644B4 (de) * 1999-05-10 2012-01-05 Alstom Kühlbare Schaufel für eine Gasturbine
US6398501B1 (en) * 1999-09-17 2002-06-04 General Electric Company Apparatus for reducing thermal stress in turbine airfoils
US6491496B2 (en) * 2001-02-23 2002-12-10 General Electric Company Turbine airfoil with metering plates for refresher holes
US6561758B2 (en) 2001-04-27 2003-05-13 General Electric Company Methods and systems for cooling gas turbine engine airfoils
EP1456505A1 (de) * 2001-12-10 2004-09-15 ALSTOM Technology Ltd Thermisch belastetes bauteil
WO2003080998A1 (de) 2002-03-25 2003-10-02 Alstom Technology Ltd Gekühlte turbinenschaufel
US6955523B2 (en) * 2003-08-08 2005-10-18 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling system for a turbine vane
US7137779B2 (en) 2004-05-27 2006-11-21 Siemens Power Generation, Inc. Gas turbine airfoil leading edge cooling
US7137780B2 (en) * 2004-06-17 2006-11-21 Siemens Power Generation, Inc. Internal cooling system for a turbine blade
US7066716B2 (en) * 2004-09-15 2006-06-27 General Electric Company Cooling system for the trailing edges of turbine bucket airfoils
US7189060B2 (en) * 2005-01-07 2007-03-13 Siemens Power Generation, Inc. Cooling system including mini channels within a turbine blade of a turbine engine
US7435053B2 (en) * 2005-03-29 2008-10-14 Siemens Power Generation, Inc. Turbine blade cooling system having multiple serpentine trailing edge cooling channels
US7296972B2 (en) * 2005-12-02 2007-11-20 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil with counter-flow serpentine channels
US7431562B2 (en) * 2005-12-21 2008-10-07 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine rotor blades
US7431561B2 (en) * 2006-02-16 2008-10-07 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine rotor blades
US7575042B2 (en) * 2006-03-30 2009-08-18 General Electric Company Methods for the formation of refractory metal intermetallic composites, and related articles and compositions
US7645122B1 (en) * 2006-12-01 2010-01-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine rotor blade with a nested parallel serpentine flow cooling circuit
US8757974B2 (en) † 2007-01-11 2014-06-24 United Technologies Corporation Cooling circuit flow path for a turbine section airfoil
US7967566B2 (en) * 2007-03-08 2011-06-28 Siemens Energy, Inc. Thermally balanced near wall cooling for a turbine blade
US7785070B2 (en) * 2007-03-27 2010-08-31 Siemens Energy, Inc. Wavy flow cooling concept for turbine airfoils
US7967567B2 (en) * 2007-03-27 2011-06-28 Siemens Energy, Inc. Multi-pass cooling for turbine airfoils
US7704046B1 (en) 2007-05-24 2010-04-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine cooling circuit
GB0717009D0 (en) * 2007-09-01 2007-10-10 Rolls Royce Plc A component structure
US8087892B1 (en) * 2008-02-22 2012-01-03 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with dual serpentine flow circuits
US8408866B2 (en) * 2008-11-17 2013-04-02 Rolls-Royce Corporation Apparatus and method for cooling a turbine airfoil arrangement in a gas turbine engine
US7988419B1 (en) * 2008-12-15 2011-08-02 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine flow cooling
US8167558B2 (en) * 2009-01-19 2012-05-01 Siemens Energy, Inc. Modular serpentine cooling systems for turbine engine components
US8192146B2 (en) * 2009-03-04 2012-06-05 Siemens Energy, Inc. Turbine blade dual channel cooling system
US8118553B2 (en) * 2009-03-20 2012-02-21 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with dual serpentine cooling chambers
US8025482B1 (en) * 2009-04-04 2011-09-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with dual serpentine cooling
US8123481B1 (en) * 2009-06-17 2012-02-28 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with dual serpentine cooling
US8317472B1 (en) * 2009-08-12 2012-11-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Large twisted turbine rotor blade
US10060264B2 (en) * 2010-12-30 2018-08-28 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine and cooled flowpath component therefor
US8628298B1 (en) * 2011-07-22 2014-01-14 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine rotor blade with serpentine cooling
US9033652B2 (en) * 2011-09-30 2015-05-19 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine rotor blades
US8840370B2 (en) 2011-11-04 2014-09-23 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US9995148B2 (en) 2012-10-04 2018-06-12 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine and rotor blades
CN103089335A (zh) * 2013-01-21 2013-05-08 上海交通大学 适用于涡轮叶片后部冷却腔的w形肋通道冷却结构
US10294799B2 (en) 2014-11-12 2019-05-21 United Technologies Corporation Partial tip flag
US9726023B2 (en) * 2015-01-26 2017-08-08 United Technologies Corporation Airfoil support and cooling scheme
WO2017003457A1 (en) * 2015-06-30 2017-01-05 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade with integrated multiple pass cooling circuits
US9976425B2 (en) 2015-12-21 2018-05-22 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US9932838B2 (en) * 2015-12-21 2018-04-03 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US9926788B2 (en) * 2015-12-21 2018-03-27 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10030526B2 (en) 2015-12-21 2018-07-24 General Electric Company Platform core feed for a multi-wall blade
US10060269B2 (en) 2015-12-21 2018-08-28 General Electric Company Cooling circuits for a multi-wall blade
US10119405B2 (en) 2015-12-21 2018-11-06 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10053989B2 (en) 2015-12-21 2018-08-21 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
FR3048718B1 (fr) * 2016-03-10 2020-01-24 Safran Aube de turbomachine a refroidissement optimise
US10174622B2 (en) * 2016-04-12 2019-01-08 Solar Turbines Incorporated Wrapped serpentine passages for turbine blade cooling
US10208607B2 (en) 2016-08-18 2019-02-19 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10221696B2 (en) 2016-08-18 2019-03-05 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10267162B2 (en) 2016-08-18 2019-04-23 General Electric Company Platform core feed for a multi-wall blade
US10208608B2 (en) 2016-08-18 2019-02-19 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10227877B2 (en) 2016-08-18 2019-03-12 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US11021967B2 (en) * 2017-04-03 2021-06-01 General Electric Company Turbine engine component with a core tie hole
US10612394B2 (en) * 2017-07-21 2020-04-07 United Technologies Corporation Airfoil having serpentine core resupply flow control
KR102028803B1 (ko) * 2017-09-29 2019-10-04 두산중공업 주식회사 가스 터빈
US11002138B2 (en) * 2017-12-13 2021-05-11 Solar Turbines Incorporated Turbine blade cooling system with lower turning vane bank
US10787932B2 (en) * 2018-07-13 2020-09-29 Honeywell International Inc. Turbine blade with dust tolerant cooling system
US10731478B2 (en) * 2018-12-12 2020-08-04 Solar Turbines Incorporated Turbine blade with a coupled serpentine channel
EP3832069A1 (de) * 2019-12-06 2021-06-09 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel für eine stationäre gasturbine

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3017159A (en) 1956-11-23 1962-01-16 Curtiss Wright Corp Hollow blade construction
US3533711A (en) 1966-02-26 1970-10-13 Gen Electric Cooled vane structure for high temperature turbines
GB2163219B (en) 1981-10-31 1986-08-13 Rolls Royce Cooled turbine blade
US4474532A (en) 1981-12-28 1984-10-02 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
US4753575A (en) 1987-08-06 1988-06-28 United Technologies Corporation Airfoil with nested cooling channels
US4820122A (en) 1988-04-25 1989-04-11 United Technologies Corporation Dirt removal means for air cooled blades
GB2228540B (en) * 1988-12-07 1993-03-31 Rolls Royce Plc Cooling of turbine blades
GB2250548A (en) 1990-12-06 1992-06-10 Rolls Royce Plc Cooled turbine aerofoil blade
US5156526A (en) 1990-12-18 1992-10-20 General Electric Company Rotation enhanced rotor blade cooling using a single row of coolant passageways
US5660524A (en) 1992-07-13 1997-08-26 General Electric Company Airfoil blade having a serpentine cooling circuit and impingement cooling
US5403159A (en) 1992-11-30 1995-04-04 United Technoligies Corporation Coolable airfoil structure
US5387085A (en) 1994-01-07 1995-02-07 General Electric Company Turbine blade composite cooling circuit
US5591007A (en) 1995-05-31 1997-01-07 General Electric Company Multi-tier turbine airfoil

Also Published As

Publication number Publication date
EP0916810A2 (en) 1999-05-19
DE69833538T2 (de) 2006-09-21
US6220817B1 (en) 2001-04-24
JPH11294101A (ja) 1999-10-26
EP0916810A3 (en) 2000-08-23
EP0916810B1 (en) 2006-02-22
DE69833538D1 (de) 2006-04-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP3459579B2 (ja) 後方流動多段エーロフォイル冷却回路
JP4509263B2 (ja) 側壁インピンジメント冷却チャンバーを備えた後方流動蛇行エーロフォイル冷却回路
US6471479B2 (en) Turbine airfoil with single aft flowing three pass serpentine cooling circuit
EP1001137B1 (en) Gas turbine airfoil with axial serpentine cooling circuits
US5813836A (en) Turbine blade
US6491496B2 (en) Turbine airfoil with metering plates for refresher holes
EP0716217B1 (en) Trailing edge ejection slots for film cooled turbine blade
US5591007A (en) Multi-tier turbine airfoil
US6270317B1 (en) Turbine nozzle with sloped film cooling
US7442008B2 (en) Cooled gas turbine aerofoil
US7008179B2 (en) Turbine blade frequency tuned pin bank
US7293961B2 (en) Zigzag cooled turbine airfoil
JP4546760B2 (ja) 一体化されたブリッジを備えたタービンブレード
US5387085A (en) Turbine blade composite cooling circuit
US7690892B1 (en) Turbine airfoil with multiple impingement cooling circuit
US5468125A (en) Turbine blade with improved heat transfer surface
US8585365B1 (en) Turbine blade with triple pass serpentine cooling
US5695322A (en) Turbine blade having restart turbulators
US6382908B1 (en) Nozzle fillet backside cooling
EP1361337B1 (en) Turbine airfoil cooling configuration
JP4137508B2 (ja) リフレッシュ用孔のメータリング板を備えるタービン翼形部
EP1362982B1 (en) Turbine airfoil with single aft flowing three pass serpentine cooling circuit
JP2003322003A (ja) 後方に流れる単一の３経路蛇行冷却回路を有するタービン翼形部

Legal Events

Date Code Title Description
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20030708

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080808

Year of fee payment: 5

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090808

Year of fee payment: 6

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees