JP3761572B2 - 翼型のデュアルソース冷却 - Google Patents

Description

技術分野
本発明は、ガスタービンエンジンに関し、より詳細にはガスタービンエンジンに使用するための翼型の冷却に関する。
発明の背景
ガスタービンエンジンは、コンプレッサ領域と、燃焼機と、タービンと、を有する。空気流は、上記エンジンを通して軸方向に流れて行く。当業界ではよく知られているように、上記空気は、上記コンプレッサで圧縮され、温度と圧力とが上昇する。上記コンプレッサから排出された後、上記空気は燃焼機に入り、燃料と混合された後燃焼される。上記燃焼機から排出された燃焼生成物はガスタービンに流れて行き、この加熱された気体が膨張してエンジンに推力を与え、かつ、また上記コンプレッサを駆動させている。
上記コンプレッサ領域とタービン領域とは、交互に列すなわち、段となった動翼と、静翼と、を有している。それぞれの翼型は、翼前縁と翼後縁とを備えた翼型部分を有している。上記タービンの上記した部品は、極めて高い温度により特徴づけられる過酷な環境下で運転される。上記タービンに導入される加熱された燃焼ガスの温度は、通常、上記タービン翼型を造っている合金の融点温度を超えている。従って、上記過酷な環境下で適切に機能させるためには、上記タービン翼型は、冷却する必要がある。タービン翼型の最初の段は、それに続く翼型よりも実質的に、より冷却してやる必要がある。これは、このタービン入り口において気体状燃焼生成物の温度と圧力とが最も高くなっているためであり、かつ、そこからは連続して低くなって行くためである。さらに、上記翼後縁端よりも上記翼前縁端において、気体状燃焼生成物の温度と圧とが高いため、翼型のそれぞれについては、上記翼後縁端よりも翼前縁端を、より冷却してやる必要がある。
通常、タービン翼型の冷却は、内側インピンジメント冷却と、内側コンベクション冷却、又は、これらを組み合わせて行われている。コンベクション冷却では、冷却空気流は、典型的には上記翼型内の曲がりくねった通路を通して流され、連続的に翼型から熱を除去して行く。インピンジメント冷却では、冷却空気は、上記翼型の内側を通されて、上記翼型の内側壁に向かって流される。この空気は、その後列となり、かつ、上記翼型に配設されたフィルムホールを通して上記翼型から排出される。上記コンベクション冷却と、空気インピンジメント冷却は、双方ともブレード冷却のためには効果的であるが、上記インピンジメント冷却は、高い圧力低下が起こる。
多くの場合、一つの翼型内部では、多重となった冷却通路が、単一の冷却空気ソース（源）から延びている。第二段タービンの静翼（ベーン）は、径方向内側プラットフォームと径方向外側プラットフォームで保持される翼型部分を有しており、上記翼後縁端内を多重に通されている曲がりくねった通路と、上記翼前縁端内で一つだけ通されている通路と、によりコンベクション冷却が行われている。上記曲がりくねった通路からの空気は、上記翼後縁付近に配設された複数のスロットを通して排出され、上記翼前縁通路からの空気は、上記内側プラットフォームに配設された吐出口を通して吐出され、これは、後続する上記第二段の静翼の上記内側プラットフォームの径方向内側に配設されたインナシールを冷却するために用いられる。上記翼前縁通路から吐出された上記空気は、上記インナシール温度に比較してまだ温度が低いので、その適切な冷却を行うことができる。
上記冷却空気は、上記エンジンのコンプレッサから抽気され、上記燃焼機を迂回する。すなわち、上記冷却のために、どのようにコンプレッサから空気を抽気しても、上記燃焼機内での燃焼を保持させることにはならず、従ってエンジン出力を低下させてしまうことになる。従って、燃焼を保持させるための空気の減少によるエンジン性能を犠牲にすることを最低限に押さえるため、タービン翼型の冷却方法においては、コンプレッサから抽気した空気の利用について、最適化する必要がある。関連する特許文献には、英国特許ＧＢ−Ａ−２１８９５５３がある。さらには、コンプレッサ空気は、上記コンプレッサの最終段よりも上記コンプレッサの第一段から抽気するのが好ましいが、これには２つの理由がある。第１には、上記コンプレッサの第一段は、上記コンプレッサの最終段よりも圧縮空気に対して仕事が加えられておらず、従って、冷却によるエンジン出力低下に対して、より影響が少ないためである。第２には、第一段のコンプレッサ空気は、最終段よりも温度が低く、冷却のためには好ましい。しかしながら、上記コンプレッサの上記第一段からの空気は、上記タービン翼型を適切に冷却するための十分な圧力を有してない。従って、上記空気を圧縮させるための仕事がより加えられていない第一段から低温ではあるけれども、冷却のための十分な圧力を得られないコンプレッサ空気を抽気することと、エンジン性能を減少させてしまうことになる最終段からのより高温高圧の空気を抽気することはトレードオフの関係にある。
上記した第二段タービンベーンのための冷却方式は、現代におけるより高推力エンジンのためには、改善する必要がある。現代のコンプレッサには、さらに翼型段が加えられていて、上記タービンに導入される燃焼生成物がより高温高圧とされている。上記タービン翼型は、通常、それらの壁の燃焼を防止する必要上、従来の翼型よりもさらに冷却が必要である。特に、上記翼型の翼前縁は、上記翼前縁における外側圧力と、外側温度と、がより高くなっているために、上記翼後縁よりもさらに冷却する必要がある。インピンジメント冷却は、コンベクション冷却に比べて上記翼前縁をよりよく冷却することができる。上記翼前縁をインピンジメント冷却することの欠点は、コンベクション冷却を使用する場合に比べて上記通路内における上記冷却空気の圧力低下が大きいことにある。上記翼前縁における大きな圧力低下は、上記翼後縁に比べ、内部圧力を低下させることになる。加えて、上記翼前縁の外側圧力は、上記翼後縁における外側圧力よりも高い。上記翼型の内側圧が外側空気（燃焼生成物）圧よりも低ければ、上記加熱された外部空気が上記内側通路に逆流し、上記翼型壁を燃焼させてしまうこととなる。従って、外部空気が内側に流れ込まないように、上記翼前縁端は、上記翼後縁端よりも高圧にしておく必要がある。
高圧コンプレッサ空気による冷却は、上記翼型が、上述したように燃焼してしまうことを避けるために必要とされるが、上記高圧コンプレッサ空気を使用することについては、次の２つの欠点がある。高圧コンプレッサ空気を使用することは、上記燃焼プロセスから空気を直接分離してしまうことにより、上記エンジンの全体の性能を低下させてしまうため、本質的に好ましくないことを挙げることができる。第２に、上記コンプレッサから抽気した空気は、高圧であるが、また、高圧であることを挙げることができる。上記高圧側コンプレッサ空気温度は、上記内側シールを適切に冷却するためには高すぎる。従って、これまでエンジン性能を低下させずに現代のタービン翼型の十分な冷却が要求されていた。
発明の開示
本発明によれば、ガスタービンエンジンの翼型は、デュアルプレッシャソース冷却が行われており、このデュアルプレシャソース冷却は、上記翼型の上記翼前縁を介してコンプレッサから抽気した高圧の空気を通して、効率よく上記翼型を冷却するとともに、上記翼型の上記翼後縁端には、より低い圧力のコンプレッサから抽気した空気を通すようになっている。上記翼前縁通路において高圧となるようにすることによって、上記翼前縁通路が大きな圧力低下を伴うインピンジメント冷却によって冷却されている場合でも、上記翼型の上記内側通路内への燃焼生成物の流入を確実に防止することができる。さらに、上記翼後縁とともに、上記翼型の翼前縁は、上記コンプレッサの高圧側段からコンプレッサ空気を抽気することによるエンジン性能の低下を最低限としつつ、適切に上記インピンジメント冷却によって冷却される。
上記翼型は、第一の空間と連通した第一のインレットを有する翼前縁内側通路と、第二の空間と連通した第二のインレットを有する翼後縁内側通路と、を有している。上記第一の空間は、上記第二の空間を満たしてるコンプレッサ抽気空気よりも高い圧力のコンプレッサ抽気空気を受け取るようになっている。従って、コンプレッサの抽気空気により冷却される上記２つの翼型内側通路は、上記コンプレッサの異なった段から抽気される、異なった圧力を有した空気によって冷却されている。
上記翼後縁内側通路は、上記翼型の内側プラットフォーム内に形成された吐出口を有していて、上記冷却空気の一部を吐出して第二段静翼の内側プラットフォームの径方向内側に配設された内側シールを冷却している。従って、本発明の冷却方式によれば、上記内側シールは、上記翼後縁通路から吐出された上記低圧段コンプレッサの空気により冷却されることになるが、これは高圧段側のコンプレッサから抽気した空気は、上記内側シールを冷却するためには温度が高すぎるためである。
本発明の上記目的及びその他の効果については代表的な実施例と、図面と、を持ってより詳細に後述する。
【図面の簡単な説明】
図１は、ガスタービンエンジンの断面立面図の略図である。
図２は、本発明の翼型を有する図１のガスタービンエンジンの一部を示した拡大立面図である。
図３は、図２の上記翼型を一部断面として示した拡大図である。
発明の最良の実施態様
図１は、ガスタービンエンジン１０を示しており、このガスタービンエンジン１０は、コンプレッサ１２と、燃焼機１４とタービン１６と、を有している。空気１８は、上記エンジン１０の上記領域１２〜１６を通して軸方向に流れて行く。当業界でよく知られているように、空気１８は、上記コンプレッサ１２内で圧縮され、複数の交互になった列、すなわち段となっているそれぞれ回転する翼２０と、静翼２２を通って行くにつれて、その温度と圧力とが高められて行くようになっている。上記コンプレッサ空気は、燃料と混合され、燃焼機１４内で燃焼する。上記燃焼機１４から排出される燃焼生成物は、それらが上記タービン１６内に流入する際には、最も高い温度と圧力とになっている。また、上記タービン１６は、それぞれ交互に繰り返している静翼段２４と、動翼段２６と、を有している。空気が上記タービン１６内で膨張するにつれて、燃焼生成物の温度と圧力とは徐々に低下する。上記加熱ガスは、推進力となる推力を発生させるとともに、上記タービン１６を駆動させ、かつ、このタービンは上記コンプレッサ１２をも駆動している。
図２には、第一の空間３０が、燃焼機１４を迂回して、コンプレッサ領域１２の高圧段から抽気され、供給源からの比較的一定の高圧の抽気空気で加圧されているのが示されている。第二の空間３２は、上記第一の空間３０へと抽気が行われているコンプレッサの高圧側段の上流にあるコンプレッサ領域１２の低圧側段から、比較的一定の低圧抽気空気を受け取っている。
上記タービン入り口の翼型の第一段は、複数の第一段ベーン３８を有しており、これらの後ろには複数の動翼４０からなる第一段動翼列があり、これには、さらに、それぞれ第二段ベーンの列４２と、第二段ブレード列４４と、が続いている。上記上記第一段ベーン３８は、翼型部分４６を有しており、この翼型部分４６は、第一のベーンの径方向内側プラットフォーム４８と、第一のベーンの径方向外側プラットフォーム５０に取り付けられている。また、上記径方向外側プラットフォーム５０は、その一部が上記第一の空間３０の一部を画成している。上記第二段ベーン４２は、翼型部分５２を有しており、この翼型部分５２は、第二のベーンの径方向内側プラットフォーム５４と、第一のベーンの径方向外側プラットフォーム５６に取り付けられている。また、上記径方向外側プラットフォーム５６は、その一部が上記第二の空間３２の一部を画成している。内側シール５８は、上記第二段ベーン４２の径方向内側プラットフォーム５４の径方向内側に配設されている。
図３には、上記第二段ベーン４２が、翼前縁６０と、翼後縁６２と、を有しているのが示されている。翼前縁インピンジメント冷却通路６４は、上記翼型４２の上記翼前縁６０内部に形成されている。上記翼前縁通路６４は、第一のインレット６６を有しており、この第一のインレット６６は、上記径方向外側プラットフォーム５６内に形成されていて、上記第一の空間３０と連通しており、また、複数の鋳造されたクロスオーバーホール６８が、上記翼前縁通路壁７０に形成されていて、翼前縁端吐出通路７２から上記翼前縁通路６４を隔てている。
曲がりくねった形状の冷却通路７８は、上記翼型部分５２内部に形成されており、上記翼型部分５２内部で折り重ねられるように曲げられている。この曲がりくねった通路７８は、翼幅方向に延びた平行な領域８０〜８２と、領域８０〜８２を一部形成している通路壁８４と、上記通路を通して上記空気流の運動を容易にするための複数のターニングベーン８６と、を有している。上記曲がりくねった通路７８は、上記径方向外側プラットフォーム５６内に形成され、上記第二の空間３２と連通する第二のインレット８７と、上記径方向内側プラットフォーム５４に形成され、かつ、上記曲がりくねった通路７８の上記領域８０を通して流れる冷却通路の一部を排出するための吐出口８８と、を有している。複数の翼前縁フィルムホール９０は、翼前縁の翼型壁９２に配設されているとともに、複数の翼後縁スロット９４は、翼後縁壁９６内に配設されている。
運転中に、燃焼機１４を迂回した上記高圧側コンプレッサの空気は、エンジン内の適当な通路（図示せず）を通って上記第一の空間３０へと通され、上記第一のインレット６６を通して上記翼前縁通路６４へと流れる。上記第一の空間３０内の上記高圧側コンプレッサ空気の圧力は、上記第二段タービンの圧力よりも高い。上記翼型４２の上記内側と上記外側の圧力差のため、冷却空気が上記第一のインレット６６を通して上記翼前縁通路６４に入り、この空気は、鋳造されたクロスオーバーホール６８を通して上記翼前縁壁９２の内側へと向けられ、上記翼前縁壁９２の当該部分が冷却される。上記空気は、上記翼前縁壁９２内部の上記フィルムホール９０を通して吐出通路７２から吐出される。
上記燃焼機１４を迂回した上記低圧段コンプレッサ空気は、上記エンジン内の適切な通路を通って（図示せず）上記第二の空間３２へと通され、上記第二のインレット８７を介して曲がりくねった通路７８へと流入する。上記冷却空気は、領域８０〜８２を通って複数の上記通路壁８４と、複数のターニングベーン８６とに導かれて上記曲がりくねった通路７８に通される。上記冷却空気は、上記翼型壁の温度を低減させ、上記翼型４２の上記翼後縁６２の複数のスロット９４を通して上記曲がりくねった通路７８から吐出される。上記冷却空気は、また、上記吐出部８８を通して上記曲がりくねった通路７８から吐出され、図２に示すように上記内側シール５８への冷却空気の供給が行われるようになっている。
上記翼前縁通路６４は、上記翼型４２の上記翼前縁６０に対してインピンジメント冷却を行っているとともに、上記空気が通過することで大きな圧力低下を生じさせる。また、上記翼型４２の上記翼前縁での外側圧は、上記翼後縁での外側圧よりも高い。上記翼前縁での通路６４内での上記内圧が上記翼型外側圧よりも低いと、この圧力差のために高温の外側空気が内側に流入する。本願譲受人であるユナイテッドテクノロジーズコーポレイションのプラット＆ホイットニイ部門が製造販売するプラット＆ホイットニイ社製の現代の航空機用エンジンについては、１５段目の圧縮空気が上記翼前縁通路６４を介して通されて、十分な高圧とされており、上記翼型の内側通路６４内へと高温の外部空気が流入しないようにされている。
上記曲がりくねった通路７８からの空気は、上記翼型の翼後縁にある上記スロット９４を通して吐出される。上記翼後縁での外側圧は、上記翼前縁での外側圧よりも低いので、上記曲がりくねった通路内の上記内側圧は、上記翼前縁通路内の内圧よりも低くなっているものの、依然として外部空気が内側に流入することは避けられている。従って、それほど圧縮されていない空気が上記翼後縁を冷却するために使用されるので、必要以上にエンジンパワーを損なうことがない。また、上記内側シール５８は、上記第１５段目のコンプレッサ空気の温度よりも低い温度のコンプレッサ空気により冷却する必要がある。上記したプラット＆ホイットニイ社製のエンジンでは、上記第１５段目の圧縮機空気よりも温度、圧力の低い第１２段目のコンプレッサ空気が、前記第二の空間３２へと抽気され、上記曲がりくねった通路７８と、上記内側シール５８と、を適切に冷却している。デュアルソース冷却によれば、上記燃焼プロセスから第１５段目のコンプレッサ空気を不必要な量だけ取り出さずに、上記翼型４２を効率よく冷却することができる。
一つの翼型に連通する冷却空気の２つの供給ソース（源）を配設した上記冷却手法は、上記第二段ベーンばかりではなく、動翼を含めていかなる翼型にも組み合わせて使用することができる。さらに、上記実施例では、第１５段目と第１２段目のそれぞれの抽気空気を特に挙げて上記翼型を冷却しているが、どのような段からの抽気空気であるかを問わず、上記第一の空間が上記第二の空間よりも高圧となるようにする限り、いかなるコンプレッサ抽気空気でも使用できる。

Claims (5)

1. 径方向内側プラットフォーム（５４）と、径方向外側プラットフォーム（５６）とに取り付けられ、さらに、翼前縁（６０）と翼後縁（６２）とを有している翼型形状部分（５２）と、翼前縁内側冷却通路（６４）と、翼後縁内側冷却通路（７８）と、を有するガスタービンエンジン用翼型（４２）において、
   コンプレッサの高圧段より供給される冷却空気を前記翼前縁冷却通路（６４）に送るための第一の空間（３０）と連通した第一のインレット（６６）と、
   前記コンプレッサの低圧段より供給される冷却空気を前記翼後縁冷却通路（７８）に送るとともに、前記第一の空間（３０）とは個別の第二の空間（３２）と連通している第二のインレット（８７）と、を有し、
   前記第一の空間（３０）は、コンプレッサからの高圧の第一の吐出空気が導入されるようになっており、かつ、
   前記第二の空間（３２）は、コンプレッサからの低圧の第二の吐出空気が導入されるようになっており、
   前記翼後縁内側冷却通路（７８）は、前記翼型（４２）の前記径方向内側プラットフォーム（５４）に形成された前記低圧冷却空気の一部を吐出させるための吐出口（８８）を有していて、前記翼型の前記径方向内側プラットフォーム（５４）の径方向内側に配設された内側シールを冷却していることを特徴とするガスタービンエンジン用翼型。
2. 前記第一のインレット（６６）は、前記翼型（４２）の前記径方向外側プラットフォーム（５６）内に配設されていることを特徴とする請求項１に記載の翼型。
3. 前記第二のインレット（８７）は、前記翼型（４２）の前記径方向外側プラットフォーム（５６）内に配設されていることを特徴とする請求項１に記載の翼型。
4. 前記高圧段は、前記コンプレッサの第１５段であることを特徴とする請求項１に記載の翼型。
5. 前記低圧段は、前記コンプレッサの第１２段であることを特徴とする請求項１に記載の翼型。

Images