JP3977708B2 - ガスタービンブレード用の冷却回路 - Google Patents
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Description
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機エンジン用のガスタービンブレードの改良に関するものである。より詳細には、本発明は、このようなブレードの冷却回路に関する。
【0002】
【従来の技術】
航空機エンジンガスタービンの移動ブレード、また特に高圧タービンの移動ブレードは、エンジンの動作中に、燃焼ガスからの非常に高い温度に晒されることが知られている。これらの温度は、これらのガスと接触する様々な部品が損傷することなく耐えられる温度をはるかに超える値に達するため、このような部品の寿命が制限されてしまう。
【0003】
さらに、高圧タービン内でのガス温度の上昇は、エンジンの効率を高め、したがって、エンジンで推進される航空機の重量に対するエンジンの推力の比率を高めることが知られている。そのため、より高くなる温度に耐えられるタービンブレードを提供する努力が重ねられてきた。
【0004】
この問題を解決するために、ブレードの温度を低下するべく冷却回路を備えたブレードを提供することが知られている。このような回路により、一般にブレード内にその基部から挿入された冷却空気が、ブレードの表面に開口したオリフィスから排出される前に、ブレード内に形成された空洞により画定された通路に沿ってブレードを通過する。
【0005】
しかしながら、ブレードの空洞内のこの冷却空気の流れによって生じた熱交換は、均一でなく、ブレードの寿命に不利に働く温度勾配を生じてしまうことがしばしば見られる。
【0006】
さらに、凸面の出口位置からの冷却空気の排出は、困難である。ブレードの凸面に加わる速度は、高速度であるため、冷却空気と外気流の空気との間の混合によって生じる損失が大きく、ガスタービンの効率を低減さる。
【0007】
【発明が解決しようとする課題】
したがって、本発明は、凸面からの排出を避けながら、ブレードの冷却ゾーンに沿って実質的に一定の温度領域を得るように、ガスタービンブレードの向上、特に、その冷却回路の向上を提案することで、このような欠点を解消する方法を追求する。
【0008】
【課題を解決するための手段】
この目的のために、本発明は、航空機エンジン用のガスタービンブレードを提供する。ガスタービンブレードは、中央部分に少なくとも第1の中央冷却回路を備え、第1の中央冷却回路が、ブレードの凹側に径方向に延びる少なくとも第1および第2の空洞と、ブレードの凸側に延びる少なくとも1つの空洞と、第1の中央冷却回路に冷却空気を供給するための、第1の凹側空洞の一方の径方向端部の吸気開口と、第1の凹側空洞の他方の径方向端部を、凸側空洞の隣接する径方向端部と連通させる第1の通路と、凸側空洞の他方の径方向端部を、第2の凹側空洞の隣接する径方向端部と連通させる第2の通路と、ブレードの凹面を介して、第2の凹側空洞に開口している出口オリフィスとを備えることを特徴とする。
【0009】
このタイプの様々な回路は、ブレードを冷却するように、ブレードの中央部分に配置されることができる。同じ方法で動作するこれら同一の回路により、温度が均一に分布される。
【0010】
ブレードの凸面近くに径方向に延びる空洞は、高いアスペクト比を有するため、凸面近くの熱伝達レベルを増加するべく機能する。バッフルの存在によって熱伝達が増加するため、凸面を介した排出を避けることができる。
【0011】
さらに、回転ブレードの場合、ブレードの基部から冷却回路に供給が行われるため、凹側空洞内での径方向への空気循環が、基部から先端に向かって生じる。コリオリの力の作用によって、空気は、ブレードの外側凹面に最も近い空洞の壁に押圧される傾向にあり、これにより、ブレード壁の最も熱い部分により優れた熱伝達を提供する。凸側空洞では、空気は、ブレードの先端から基部に向かって流れる。同様にコリオリの力の作用により、熱伝達が向上される。
【0012】
さらに、ブレードを鋳造によって製造するために、凹側空洞と凸側空洞を形成するためのコアが、接続部によってその端部に相互接続される。該接続部は、空洞間の通路を形成するべく機能する。そのため、凹側コアに対する凸側コアの位置決めが、容易に制御され、壁の厚みが、ブレードを鋳造するときに適切に適合されることが確実になる。
【0013】
本発明のある特徴によれば、少なくとも1つの凸側空洞と連通した少なくとも2つの凹側空洞を備える、複数の独立した中央冷却回路が、提供されることができる。
【0014】
本発明のこの他の特徴および利点は、添付の図面を参照した以下の説明から明白になる。これらの図面は、ある実施形態を、何ら制限せずに示している。
【0015】
【発明の実施の形態】
図1を参照すると、中央部分に少なくとも第1の中央冷却回路Aを備えた、本発明の実施形態を構成する航空機エンジン用のガスタービンブレード1を見ることができる。
【0016】
ブレード1の中央部分は、好ましくは、ブレードの冷却ゾーンに沿って実質的に均一な温度領域、すなわち、急な温度勾配がない領域が得られるように、横断面Pの周囲で実質的に対称に配置された、2つの中央冷却回路A、A’を備える。この特徴により、ブレードの寿命が延びる。
【0017】
各々の中央冷却回路A、A’は、ブレード1の凹面1a近くに延びる少なくとも第1および第2空洞(それぞれ2、2’および4、4’)と、ブレードの凸面1b近くに延びる少なくとも1つの空洞6、6’とを備えている。
【0018】
図2により明瞭に示すように、各中央冷却回路A、A’に冷却空気を供給するために、第1の凹側空洞2、2’の径方向端部に(つまり、ブレードの基部付近に)、吸気開口8、8’が設けられている。
【0019】
さらに、図3A、3Bを参照すると、第1の通路10が、第1の凹側空洞2の他方の径方向端部(すなわち、ブレードの先端付近の端部)を、冷却回路Aの隣接する凸側空洞6の径方向端部と連通させることがわかる。さらに、ブレードの基部付近には第2の通路12が設けられており、凸側空洞6の他方の径方向端部を、隣接する第2の凹側空洞4の径方向端部と連通させる。回路A’の空洞2’、6’、4’の間でも、同様の連通が確立される。
【0020】
最後に、中央冷却回路A、A’の各々は、ブレード1の凹面1aを介して、第2の凹側空洞4、4’に開口した冷却空気用の出口オリフィス14、14’を備えている。
【0021】
そのため、中央冷却回路A、A’に供給される冷却空気は、凹側空洞2、2’、および4、4’に沿って、凸側空洞6、6’に沿って移動する方向とは反対である径方向に移動する。
【0022】
有利には、各中央冷却回路A、A’の凸側空洞6、6’は、内部熱伝達を向上させるように、アスペクト比が高い。冷却空洞は、断面において、ある寸法(長さ)が他の寸法(幅)の少なくとも3倍より大きいときに、高いアスペクト比を有していると考えられる。
【0023】
さらに有利なことには、凸側空洞は、その外壁上に凸面近くにバッフル34を備えており、中央冷却回路A、A’の第1、第2凹側空洞も、その外壁上に凹面近くにバッフル36を同様に備えている。
【0024】
バッフル34、36は、冷却空気の流れを横切って延びる、空洞の壁に配置されたレリーフ部分の形状である。そのため、バッフルは、これらの空洞に沿って移動する空気の流れを妨害するべく機能し、これにより熱交換を促進し、一方で最適化したヘッド損失が得られる。
【0025】
さらに、やはり図1を参照すると、ブレード1が、中央冷却回路A、A’とは独立して、少なくとも1つの追加の第2の冷却回路Bを備えていることがわかる。
【0026】
この第2の冷却回路Bは、ブレード1の後部に配置された少なくとも1つの空洞16、より好ましくは1つよりも多い、例えば3つの空洞16、16’、16”と、第2の冷却回路に供給を行うためのブレードの基部の吸気開口18と、ブレードの凹面1aを介して開口している出口オリフィス20とを備えている。空気が、空洞16に入れられ、通路が、空洞16および16’をブレードの先端付近で連通させ、さらに、空洞16’、16’’を、ブレードの基部付近で連通させる。出口オリフィス20は、空洞16’’に開口している。
【0027】
この方法で、第2の冷却回路Bは、ブレード1の後部を冷却するべく機能する。さらに、第2冷却回路Bは、有利には、空洞16、16’、16’’の凹側壁および凸側壁に沿った熱伝達を向上させるために、その内壁上に互いに面して配置されたバッフル38を備えている。
【0028】
第1および第2の冷却回路からは独立した、追加の第3および第4の冷却回路(それぞれC、D)は、ブレード1の前端1cと後端1dをそれぞれ冷却するべく機能する。
【0029】
第3の冷却回路Cは、ブレードの前端1cの付近に配置された少なくとも1つの空洞22と、第3の冷却回路Cに冷却空気を供給するために、ブレードの基部近くの前端空洞22の一方の径方向端部の吸気開口24とで構成されている。出口オリフィス26は、ブレードの前端1cを介して、空洞22に開口している。これらの出口オリフィスにより、冷却空気の薄い膜が、前端の外壁に形成されることを可能にする。
【0030】
有利には、前端空洞22は、ブレード前端近くの壁に沿って熱伝達を増大するように、ブレードの前端近くの壁上にバッフル40が設けられる。
【0031】
有利には、第4の冷却回路Dは、ブレード1の後端1d近くに配置された少なくとも1つの空洞28で構成されており、第4の冷却回路Dに空気を供給するために、ブレードの基部近くの後端空洞28の一方の径方向端部に吸気開口30を有している。出口オリフィス32は、後端空洞に開口し、後端1dを冷却するように後端1dを通る。
【0032】
有利には、第4の冷却回路の後端空洞28は、凹側壁および凸側壁に沿った熱伝達が向上するように、凹側壁と凸側壁上にバッフル42を有する。
【0033】
ブレードが冷却される方法は、上述の説明から明らかであり、以降に、特に図4を参照しながらより簡潔に説明する。
【0034】
図4は、冷却空気が、ブレード1の多様な回路AからDに沿って循環する様子を示す線図である。これら4つの回路は、それぞれが直接の冷却空気供給部を備えているため、互いに独立している。
【0035】
第1の中央冷却回路Aには、第1の凹側空洞2を介して冷却空気が供給される。次に、冷却空気は、凸側空洞6に沿って移動し、さらに第2の凹面側空洞4に沿って移動し、その後、ブレードの凹面を通り、出口オリフィス14を介して前記空洞から排出される。
【0036】
2つの中央冷却回路A、A’が有利に設けられている場合、回路A’内の冷却空気循環も同様の方法で行われる。
【0037】
そのため、中央冷却回路の特定の構成に従って、冷却空気が、凹側空洞内で(ブレードの基部から先端に向かって)上方向に移動し、凸側空洞内で下方向に移動する。
【0038】
回路A、A’内の凹側および凸側での反対方向の空気循環と、ブレードの中央部分に実質的に対称に配置された2つの冷却回路の有利な存在とによって、実質的に均一な温度領域が得られる。つまり、急な温度勾配が生じることがない。従って、ブレードの寿命が延長される。
【0039】
さらに、冷却回路A、A’は、ブレードの凸面を介した出口オリフィスを備えていないため、高速度での空気分配の問題が回避される。
【0040】
冷却空気が、凹側空洞でブレードの基部から先端へと流れるため、冷却空気は、コリオリの力の作用によってこれら空洞の外壁に押圧される。こうして、これらの外壁に沿った熱交換が促進するため、それによってブレードの凹面の高温外壁のより優れた冷却が得られる。
【0041】
さらに、冷却空気は、凸側空洞において冷却空気は下方向へ移動する。その結果、同様にコリオリの力の作用が働いて、増加した熱交換から恩恵を得るため、ブレードの凸面の外壁の十分な冷却が得られる。
【0042】
ブレードの凸面が、アスペクト比の高い凸側空洞によって冷却されるため、これにより、外部熱伝達レベルが上昇し、この外部熱伝達レベルがさらに、空洞の外壁上のバッフルの存在によって増幅される。
【0043】
さらに、ブレード1の後部が、3つの空洞16、16’、16’’を有利に備える第2の冷却回路Bによって冷却される。図4に示すように、冷却空気が、1つの空洞16に供給され、空洞16’に沿ったブレードの先端にて逆方向になり、その後、上方に延びる空洞16’’に供給され、出口オリフィス20を介して、ブレード1の凹面から排出される。
【0044】
ブレード1の前端1cは、冷却空気が直接供給される前端空洞22によって冷却され、後端1dは、同様に冷却空気が直接供給される後端空洞28によって冷却される。
【0045】
本発明のこの実施形態におけるブレード1は、鋳造により製造され、空洞の位置は、金属を注入する前に、鋳型内に互いに平行して配置されたコアによって従来通りに画定される。回路A、A’において、これらのコアは、空洞間の通路を画定するために機能する接続部により、端部で互いに接続されている。コアの位置決めは容易に制御できるため、壁の厚みは、ブレードを鋳造するときに適切に適合されることが確実になる。
【0046】
当然ながら、本発明は、上述した実施形態に制限されるものではなく、反対に、あらゆる変形形態を網羅する。特に、このような冷却回路は、固定ブレードと移動ブレードの両方に設置することが可能である。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明の実施形態の様々な冷却回路を取り付けたブレードの断面図である。
【図2】切断線II−IIに沿った図1の断面図である。
【図3A】切断線IIIA−IIIAに沿った図1の断面図である。
【図3B】切断線IIIB−IIIBに沿った図1の断面図である。
【図4】図1のブレードの様々な冷却回路に関連する冷却空気循環を示す。
【符号の説明】
1 ブレード
1a ブレードの凹側
1b ブレードの凸側
1c ブレードの前端
1d ブレードの後端
2、2’ 第1の凹側空洞
4、4’ 第2の凹側空洞
6、6’、16、16’、16’’、22、28 空洞
8、8’、18、24、30 吸気開口
10 第1の通路
12 第2の通路
14、14’、20、26、32 出口オリフィス
34、36、40、42 バッフル
Claims (14)
- 航空機エンジン用のガスタービン可動ブレード(1)であって、中央部分にコリオリ力の効果を用いる少なくとも第1の中央冷却回路(A)を備え、該第1の中央冷却回路が、ブレード(1)の凹側(1a)に径方向に延びる少なくとも第1および第2の空洞(2、4)と、ブレードの凸側(1b)に径方向に延びる少なくとも1つの空洞(6)と、第1の中央冷却回路(A)に冷却空気を供給するための、第1の凹側空洞(2)の一方の径方向内側端部の吸気開口(8)と、第1の凹側空洞(2)の径方向外側端部を、凸側空洞(6)の隣接する径方向外側端部と連通させる第1の通路(10)と、凸側空洞の径方向内側端部を、第2の凹側空洞(4)の隣接する径方向内側端部と連通させる第2の通路(12)と、ブレードの凹面(1a)を介して、第2の凹側空洞に開口している出口オリフィス(14)とを備えることを特徴とするブレード。
- 中央冷却回路から独立した少なくとも追加の第2の冷却回路(B)をさらに備え、該第2の冷却回路(B)が、ブレード(1)の後部に配置された少なくとも1つの空洞(16)と、第2の冷却回路(B)に供給を行うための空洞(16)の径方向端部の吸気開口(18)と、ブレードの凹面(1a)を介して、空洞に開口している出口オリフィス(20)とを備えることを特徴とする、請求項1に記載のブレード。
- 第1および第2の冷却回路(A、B)から独立した少なくとも追加の第3の冷却回路(C)をさらに備え、該第3の冷却回路(C)が、ブレード(1)の前端(1c)付近に配置された少なくとも1つの空洞(22)と、第3の冷却回路(C)に供給を行うための前端空洞(22)の径方向端部の吸気開口(24)と、ブレードの前端(1c)を介して、前端空洞に開口している出口オリフィス(26)とを備えることを特徴とする、請求項2に記載のブレード。
- 第1、第2、および第3の冷却回路(A、B、C)から独立した少なくとも追加の第4の冷却回路(D)をさらに備え、該第4の冷却回路(D)が、ブレード(1)の後端(1d)付近に配置された少なくとも1つの空洞(28)と、第4の冷却回路(D)に供給するための後端空洞(28)の径方向端部に配置された吸気開口(30)と、ブレードの後端(1d)を介して、前記後端空洞に開口している出口オリフィス(32)とを備えることを特徴とする、請求項3に記載のブレード。
- 第4の冷却回路(D)の後端空洞(28)が、凹側壁および凸側壁に沿った熱伝達を増大するように、凹側壁および凸側壁上にバッフル(42)を有することを特徴とする、請求項4に記載のブレード。
- 第3の冷却回路(C)の前端空洞(22)が、ブレード(1)の前端(1c)近くの壁に沿った熱伝達を増大するように、ブレード(1)の前端(1c)近くの壁上にバッフル(40)を有することを特徴とする、請求項3から5のいずれか一項に記載のブレード。
- 第2の冷却回路(B)の空洞(16)が、凹側壁および凸側壁に沿った熱伝達を向上するような方法で、凹側壁および凸側壁上に互いに面して配置されたバッフル(38)を有することを特徴とする、請求項2から6のいずれか一項に記載のブレード。
- 第1の冷却回路(A)の凸側空洞(6)が、内部熱伝達を増大するように高い、断面における幅に対する長さのアスペクト比を有することを特徴とする、請求項1から7のいずれか一項に記載のブレード。
- 第1の冷却回路(A)の凸側空洞(6)が、最適化されたヘッド損失を維持しながら、凸面近くの外壁に沿った熱伝達を増大するように、凸面近くの外壁上にバッフル(34)を含むことを特徴とする、請求項1から8のいずれか一項に記載のブレード。
- 第1の冷却回路(A)の第1および第2凹側空洞(2、4)が、最適化されたヘッド損失を維持しながら、凹面近くの外壁に沿った熱伝達を増大するように、凹面近くの外壁上にバッフル(36)を含むことを特徴とする、請求項1から9のいずれか一項に記載のブレード。
- ブレード(1)の中央部分において、実質的に均一な温度領域が得られるように、ブレードの横断面に対して実質的に対称な少なくとも2つの中央冷却回路(A、A’)を有することを特徴とする、請求項1から10のいずれか一項に記載のブレード。
- 鋳造により製造され、空洞間に通路を画定するように、かつ、コアが、互いに対して適切に位置決めされることを保証するように、凹側空洞と凸側空洞の位置が、平行に配置され端部で相互接続されたコアによって画定されることを特徴とする、請求項1から11のいずれか一項に記載のブレード。
- 請求項1から12のいずれか一項に記載のブレードを備えるガスタービン。
- 請求項1から12のいずれか一項に記載のブレードを備える航空機エンジン。
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US7901181B1 (en) * | 2007-05-02 | 2011-03-08 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with triple spiral serpentine flow cooling circuits |
US7845907B2 (en) * | 2007-07-23 | 2010-12-07 | United Technologies Corporation | Blade cooling passage for a turbine engine |
US10156143B2 (en) | 2007-12-06 | 2018-12-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engines and related systems involving air-cooled vanes |
US8167558B2 (en) * | 2009-01-19 | 2012-05-01 | Siemens Energy, Inc. | Modular serpentine cooling systems for turbine engine components |
US8348613B2 (en) * | 2009-03-30 | 2013-01-08 | United Technologies Corporation | Airflow influencing airfoil feature array |
US20120164376A1 (en) * | 2010-12-23 | 2012-06-28 | General Electric Company | Method of modifying a substrate for passage hole formation therein, and related articles |
US20120269649A1 (en) * | 2011-04-22 | 2012-10-25 | Christopher Rawlings | Turbine blade with improved trailing edge cooling |
US9388699B2 (en) * | 2013-08-07 | 2016-07-12 | General Electric Company | Crossover cooled airfoil trailing edge |
US10329923B2 (en) * | 2014-03-10 | 2019-06-25 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil leading edge cooling |
FR3020402B1 (fr) * | 2014-04-24 | 2019-06-14 | Safran Aircraft Engines | Aube pour turbine de turbomachine comprenant un circuit de refroidissement a homogeneite amelioree |
US9926788B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-03-27 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
US9976425B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-05-22 | 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 |
US9932838B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-04-03 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
US10119405B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-11-06 | 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 |
US10190422B2 (en) * | 2016-04-12 | 2019-01-29 | Solar Turbines Incorporated | Rotation enhanced turbine blade cooling |
US10053990B2 (en) * | 2016-05-12 | 2018-08-21 | General Electric Company | Internal rib with defined concave surface curvature for airfoil |
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 |
US10208607B2 (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 |
FR3056631B1 (fr) * | 2016-09-29 | 2018-10-19 | Safran | Circuit de refroidissement ameliore pour aubes |
US11377964B2 (en) | 2018-11-09 | 2022-07-05 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with cooling passage network having arced leading edge |
FR3107920B1 (fr) | 2020-03-03 | 2023-11-10 | Safran Aircraft Engines | Aube creuse de turbomachine et plateforme inter-aubes équipées de saillies perturbatrices de flux de refroidissement |
Family Cites Families (7)
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US4767268A (en) * | 1987-08-06 | 1988-08-30 | United Technologies Corporation | Triple pass cooled airfoil |
US5720431A (en) * | 1988-08-24 | 1998-02-24 | United Technologies Corporation | Cooled blades for a gas turbine engine |
US5165852A (en) * | 1990-12-18 | 1992-11-24 | General Electric Company | Rotation enhanced rotor blade cooling using a double row of coolant passageways |
US5356265A (en) * | 1992-08-25 | 1994-10-18 | General Electric Company | Chordally bifurcated turbine blade |
JP3192854B2 (ja) * | 1993-12-28 | 2001-07-30 | 株式会社東芝 | タービン冷却翼 |
US6036441A (en) * | 1998-11-16 | 2000-03-14 | General Electric Company | Series impingement cooled airfoil |
US6206638B1 (en) * | 1999-02-12 | 2001-03-27 | General Electric Company | Low cost airfoil cooling circuit with sidewall impingement cooling chambers |
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