JP3895195B2 - タービンブレード用の取付部の空気入口形状 - Google Patents
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Description
【発明の属する技術分野】
本発明は高負荷の単結晶タービンブレード用の改良された空気入口形状に関するものである。
【0002】
【従来の技術】
近代的なターボジェットエンジンにおける高負荷タービンブレードは、通常、単結晶として固化ないし結晶化するように特に調合された鋳造ニッケル合金で作られる。これらの合金は非常に方向特性の高い結晶構造を有している。弾性係数は方向によって2対1以上の差があることもある。最高の弾性係数は立方体結晶の偶角を横切る方向のものであり、最低の弾性係数は立方体結晶の縁に平行な方向のものである。ポアソン比などの他の物性も同様に劇的な差がある。
【0003】
ガス通路の温度はブレード材料の融点よりはるかに高いので、これらのブレードを残存ないし持ち堪えさせるためには多量の冷却空気が必要である。冷却空気は取付部領域を通して供給する必要がある。取付部は通常、モミの木(firtree)の形つまりクリスマスツリー形の形状をしており、ディスクに設けられた適合するクリスマスツリー形を有するブローチスロット中でブレードを保持する。エアフォイルの寸法および重量が増大するに従って、保持力は空気通路を横切る方向に高い圧潰負荷(圧砕荷重)を及ぼす。この負荷に対して、個々の空気通路を隔てているリブの圧縮応力が抵抗しなければならない。
【0004】
単結晶合金の方向特性が高いことによって、各空気通路の間のリブに非常に高度に集中した応力が生じる。単結晶合金でできた部品の特定の点における集中応力は次のように表される。
【0005】
【数1】
特定の点における集中応力=[P/A+/−Mc/I]*Kt*Kc
ここで、
[P/A+/−Mc/I]=特定の点での公称断面応力(見かけの断面応力)、Kt=等軸材料の局部形状による局部応力乗数、
Kc=部品全体の形状とその形状に関する結晶配向による局部応力乗数。
【0006】
従来の流れ通路とリブの形状は、近代的なブレードにおいて非常に高い集中応力を生じさせ、これによって取付部に半径方向の負荷と圧潰負荷の両方が生じる。これらの高い応力は圧縮による応力の塑性再分配を起こさせ、これが圧縮リブの一部に引っ張り応力を生じさせて、リブの割れにつながる。従来の取付部はKc効果に対して非常に敏感なことがわかった。
【0007】
【発明が解決しようとする課題】
したがって本発明の目的は、取付部の集中応力を低減し、かつ冷却通路の所要流量と圧力損失パラメータを維持するようなコア/リブ形状を有する、改良された取付部の空気入口形状を提供することである。
【0008】
本発明の他の目的は、取付部および支持ディスクの全体的な寸法および重量を増加することなく、リブ応力の問題を解決するような、改良された取付部の空気入口形状を提供することである。
【0009】
【課題を解決するための手段】
上述の目的は本発明の取付部の空気入口形状(構造)によって達成される。
【0010】
本発明によれば、タービンブレード用の取付部空気入口形状において、取付部は中心面を備えた基部と、取付部の基部内の多数の入口とを有しており、該入口はブレード内の少なくとも2つの流路に連通している。各々の入口は供給用の空洞と連通しており、冷却空気などの冷却用流体を受け入れる。各々の入口は長軸を有する非円形の形状を有しており、この長軸は基部の中心面の中心軸に対して実質的に直交している。
【0011】
本発明による取付部の空気入口形状のその他の詳細、およびこれに関連するその他の目的や利点は、以下の詳細説明および添付の図面に述べる。なお、図中の類似の符号は類似の要素を表すものである。
【0012】
また、本発明によれば、上記構成である取付部の空気入口形状を備えたタービンブレードを提供することができる。
【0013】
【発明の実施の形態】
図面を参照すれば、図1から図3はブレード8の従来の取付部の空気入口形状を示したものであり、該形状は、ブレード8をディスク構造(図示せず)に結合するためのクリスマスツリー形の取付領域16を有している。図1および図3に示すように、取付領域16は最小ネック部14およびコア部15を有し、該コア部は複数のリブ10を有し、該リブがブレード8中の通路に冷却空気を供給する空気入口18を画定ないし規定している。図1から分かるように、リブ10は最小ネック部14の上下の領域で実質的に均一な厚みを有している。この形式の取付部の空気入口形状においては、リブ10はクリスマスツリー形の取付部領域16の最小ネック部14の下方の領域12において高い圧縮応力を受ける。この領域は、局部形状効果(Kt)によって集中応力が最高になると同時に方向剛性効果(Kc)が最も著しくなる領域である。図2からわかるように、この形状における空気入口18はその長軸がブレード基部中心面の中心軸20に沿う細長い形をしている。
【0014】
図4から図6を参照すると、本発明の取付部の空気入口形状39はクリスマスツリー形の領域の最下部32、すなわちクリスマスツリー形36の最小部34より下の領域でコアの形状を変更している。本発明の取付部の空気入口形状においてはコア部のリブ38の数が増えており、より多数の空気入口39を画定ないし規定している。図5からわかるように、各々の空気入口39は楕円形であり、各入口39の長軸はブレード基部中心面41に対して直交している。各入口39は入口空間47と連通しており、入口空間から空気などの冷却用流体を受け入れている。すべてのリブ38の合計厚みおよび断面積は最小部34の上部では不変であり、これにより冷却空気の流れ面積を確保している。
【0015】
本発明では、最小ネック部34より下の領域でリブに、より大きな断面積が与えられているが、これは、各リブ38をブレード基部中心面41の近傍でより長くし、かつ各リブ38に最小ネック部より下の領域において最小ネック部より上の領域より大きな、且つ可変の厚み(変化する厚み)を与えることによって得られる。リブ38のうちの1つはメインリブであり、これはコア部を2つの流路(流れ通路)52および54に分割している。その他のリブ38は二つの流路52及び54内で均等な間隔にあり、一連の入口チャンネル56を形成している。これによって最小ネック部34にアスペクト比が1に近い一連のコア部が形成される。これによってまた最小ネック部34より下の領域の入口チャンネル56はほぼ楕円形の断面の列となり、その楕円の長軸はブレード基部中心面に対して直交している。
【0016】
リブ38の長さが長くなることによってブレード取付部の下の入口空間47の流れ面積が減少する傾向になる。これを解決するために本発明においては取付部36は丸みをつけた下部表面46を有しており、これによって側縁部60に付加的な面積を与えて、中心面41の近傍でリブ38の長さが長くなることによって失われる流れ面積を補償している。
【0017】
ブレード基部57の底部と最小ネック部34との間の、コア部空気通路の移行表面(遷移表面)を画定するために、各表面について2つのプロファイルが作成される。1つのプロファイルはブレードの基部中心面41上にあるものであり、他のプロファイルは楕円部の中心を通ってブレードの基部中心面に直交する平面上にあるものである。両プロファイルの頂部は最小ネック部34によって決定される。最小ネック部の下方にあってこれと平行ないくつかの付加的な断面が、垂直プロファイルに合わせて作成された。セラミックコアの製造における抜き勾配の必要を考慮して、各断面はほぼ楕円形なものとして画定された。最後に三次元表面が(断面及びプロファイルから)作成され、よってコア空気通路の移行領域(遷移領域)が画定された。このようにして滑らかな移行表面が得られ、流れ面積は冷却空気入口39の大きな楕円形から、最小面積のネック部34の流れ面積まで、徐々に低減された。換言すれば、各々の入口チャンネルは最小ネック部における第1の流れ面積と、最小ネック部より下の、より大きくかつ変化する流れ面積を有する。
【0018】
本発明の取付部空気入口形状を備えることによって、流れが取付部の底部57でコア領域に入るために方向転換する地点で、より大きな流れ面積とより大きなリップ周囲が与えられるので、冷却空気流れの入口損失が低減される。この入口損失の低減は、より小さな流れ通路をより数多く設けることによる流れ空洞の浸辺長の増加に起因する内部流れ損失の増加を補償する。
【0019】
単結晶構造で作られるブレードにおいては通常、第1の曲げモードにおける振動周波数を低下させるために、低モジュラス方向の1つを半径方向に向けている。部品に鋳造工程中に接種(seeding)を施し、これによって2次結晶配向を画定ないし規定(結晶を1次配向方向の周りで回転させる)してもよいが、これはコストを増加させる。
【0020】
ブレード取付部の応力は結晶の2次配向によって影響される(Kc効果)。図1から図3に示されるような従来のコア/リブ形状は、Kt効果およびKc効果によって大きく影響されるので、大型で高負荷の取付部においては圧縮応力を最小化してリブの割れを防止するために、ブレードに接種を施す必要があった。最適のリブ形状は選択された二次配向に依存する。なぜならば応力式におけるKc項はおおざっぱに言って二次配向の変化に伴う負荷経路の変化の結果だからである。
【0021】
以上において説明した形状は二次配向に対して比較的鈍感であることが、3次元応力解析によって示された。この利点は2つの方向で利用可能である。すなわち、(a)二次配向を不規則のままとして原価節減を図る、あるいは(b)2次結晶配向を用いて他の応力または製造上の問題を解決する。
【0022】
本発明の空気入口形状はKt(局部形状)およびKc(全体形状および方向によって差があるモジュラス)の複合効果によって、ブレード取付部の圧縮リブにかかる最大圧縮応力を低減する。本発明の形状は、冷却空気流の圧力低下、高集中圧縮応力、および材料の立方体または八面体ずれ平面に沿う単結晶材料の塑性再分配による圧縮リブの引っ張り割れ、等の複合的な問題に対する効果的な(最小重量の)解決法を提供する。本発明による形状は二次結晶配向に対して比較的鈍感なので、ブレードは不規則な二次配向(原価低減)を利用するか、あるいは結晶配向を特定してブレードの他の領域の問題を解決することができる。
【0023】
ブレード中に1つだけのメインリブを設けて2つの流れ通路を形成することが好ましいが、必要であればリブ38によって2つ以上の流れ通路を形成することも可能である。
【0024】
本発明によって提供される、高負荷の単結晶タービンブレード用の取付部の空気入口形状が、前述の目的、手段、および利点を完全に満足することは明らかである。以上では本発明をその特定の実施例に用いて説明したが、上記の説明から当業者にはその他の改造、別法、および変形が自明であることは明らかである。従って、これらの改造、別法、および変形は添付の特許請求の範囲の広い範囲に包含されるように意図される。
【図面の簡単な説明】
【図1】従来の取付部の空気入口形状を一部を断面図として示した説明図である。
【図2】図1の取付部の空気入口形状の底面図である。
【図3】図2中の線3−3に沿った断面図である。
【図4】本発明の取付部の空気入口形状の一部を断面図とした側面図である。
【図5】図4の取付部の空気入口形状の底面図である。
【図6】図5中の線6−6に沿った断面図である。
【符号の説明】
32 最下部
34 最小部
36 取付部
38 リブ
39 空気入口
41 ブレード基部の中心面
46 下部表面
47 入口空間
52 流路
54 流路
56 入口チャンネル
57 ブレード基部
60 側縁部
Claims (9)
- タービンブレード用の取付部の空気入口形状であって、
中心面を備えた基部を有する取付部と、
前記ブレード内の少なくとも2つの流路と連通し、前記取付部の前記基部内にある、複数の入口とを有し、
各々の前記入口は長軸を備えた非円形で非直角四辺形の形状を有しており、
前記長軸は前記基部の中心面に対して実質的に直交しており、
前記取付部は最小ネック部を有するクリスマスツリー形状を有し、また前記ブレードは、前記入口に連通する複数の入口チャンネルを画定するために、前記基部の中心面に対して実質的に直交する軸に沿って伸びる複数のリブを有しており、
各々の前記リブは、最小ネック部より上の領域では第1の厚みを有し、前記最小ネック部より下の領域では前記第1の厚みより大きい可変の厚みをさらに有する、ことを特徴とする取付部の空気入口形状。 - タービンブレード用の取付部の空気入口形状であって、
中心面を備えた基部を有する取付部と、
前記ブレード内の少なくとも2つの流路と連通し、前記取付部の前記基部内にある、複数の入口とを有し、
各々の前記入口は長軸を備えた非円形で非直角四辺形の形状を有しており、
前記長軸は前記基部の中心面に対して実質的に直交しており、
前記取付部は最小ネック部を有するクリスマスツリー形状を有し、また前記ブレードは、前記入口に連通する複数の入口チャンネルを画定するために、前記基部の中心面に対して実質的に直交する軸に沿って伸びる複数のリブを有しており、
各々の前記入口チャンネルは、前記最小ネック部において第1の流れ面積を有し、前記最小ネック部より下の領域では前記第1の流れ面積より大きい可変の流れ面積を有する、ことを特徴とする取付部の空気入口形状。 - 各々の前記入口チャンネルが楕円形状を有する、ことを特徴とする請求項1または2記載の取付部の空気入口形状。
- 前記複数のリブは中央のリブを含み、該中央のリブは前記ブレード内に2つの流路を形成し、各々の前記入口チャンネルは前記流路の1つと連通する、ことを特徴とする請求項1記載の取付部の空気入口形状。
- 各々の前記リブは、前記最小ネック部より上の領域では第1の面積を占め、前記最小ネック部より下の領域では前記第1の面積より大きな第2の面積を占める、ことを特徴とする請求項1記載の取付部の空気入口形状。
- 各々の前記入口チャンネルは、前記入口のそれぞれの1つと前記最小ネック部との間に伸びる、湾曲した移行部をさらに有する、ことを特徴とする請求項5記載の取付部の空気入口形状。
- 前記ブレードは、単結晶タービンブレードである、ことを特徴とする請求項1または2記載の取付部の空気入口形状。
- 前記単結晶タービンブレードは、不規則な二次結晶配向を有することを特徴とする、請求項7記載の取付部の空気入口形状。
- 前記取付部は、丸みのついた下部表面を有する、ことを特徴とする、請求項1または2記載の取付部の空気入口形状。
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US20090320285A1 (en) * | 2008-06-30 | 2009-12-31 | Tahany Ibrahim El-Wardany | Edm machining and method to manufacture a curved rotor blade retention slot |
US8622702B1 (en) * | 2010-04-21 | 2014-01-07 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with cooling air inlet holes |
US20120101792A1 (en) * | 2010-10-25 | 2012-04-26 | Alexander Staroselsky | Turbine component and method for developing a component |
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JP6534379B2 (ja) * | 2013-03-15 | 2019-06-26 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションUnited Technologies Corporation | 再結晶化を抑制するコーナー半径を有する鋳造部品 |
WO2015041775A1 (en) * | 2013-09-17 | 2015-03-26 | United Technologies Corporation | Turbine blades and manufacture methods |
EP3059394B1 (en) * | 2015-02-18 | 2019-10-30 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Turbine blade and set of turbine blades |
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Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB808837A (en) * | 1955-03-17 | 1959-02-11 | Havilland Engine Co Ltd | Blades and blade assemblies of turbines and compressors |
GB846277A (en) * | 1956-11-20 | 1960-08-31 | Rolls Royce | Turbine and compressor blades |
FR1190859A (fr) * | 1957-01-30 | 1959-10-15 | Wiggin & Co Ltd Henry | Procédé de formation de trous coniques dans des billettes de section progressivement décroissante |
US3574482A (en) * | 1969-01-23 | 1971-04-13 | Gen Electric | Turbomachinery blades |
FR2275975A5 (fr) * | 1973-03-20 | 1976-01-16 | Snecma | Perfectionnements au refroidissement d'aubes de turbines a gaz |
US4073599A (en) * | 1976-08-26 | 1978-02-14 | Westinghouse Electric Corporation | Hollow turbine blade tip closure |
US4344738A (en) * | 1979-12-17 | 1982-08-17 | United Technologies Corporation | Rotor disk structure |
GB2224082A (en) * | 1988-10-19 | 1990-04-25 | Rolls Royce Plc | Turbine disc having cooling and sealing arrangements |
US5601399A (en) * | 1996-05-08 | 1997-02-11 | Alliedsignal Inc. | Internally cooled gas turbine vane |
US5843586A (en) * | 1997-01-17 | 1998-12-01 | General Electric Company | Single-crystal article having crystallographic orientation optimized for a thermal barrier coating |
US5975851A (en) * | 1997-12-17 | 1999-11-02 | United Technologies Corporation | Turbine blade with trailing edge root section cooling |
EP1041246A1 (de) * | 1999-03-29 | 2000-10-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Kühlmitteldurchströmte, gegossene Gasturbinenschaufel sowie Vorrichtung und Verfahren zur Herstellung eines Verteilerraums der Gasturbinenschaufel |
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