JP4057573B2 - タービンエンジン部品 - Google Patents

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Description

本発明は、ベーンやブレードなどのタービンエンジン用部品で後縁の冷却が改善されたものに関する。
ベーンやブレードなどのタービンエンジン用部品は、極度の温度にさらされる。従って、部品の種々の部分を冷却する必要がある。一般に、このような部品の後縁部分には、冷却通路とこれらの通路と連通して後縁に沿って配置された一連の出口とが設けられている。このような構造が設けられていても、このような部品の後縁の冷却をさらに改善することが求められている。
従って、本発明の目的は、有限な冷却流の翼幅方向の均一性を改善するために、翼幅方向に密度が変動するペデスタル列を有するタービンエンジン部品を提供することである。
本発明の他の目的は、内部冷却流体の加熱を最適化する、翼幅方向に密度が変動するペデスタル列を有するタービンエンジン部品を提供することである。
上述の目的は、本発明のタービンエンジン部品によって得られる。
本発明によると、タービンエンジン部品は、後縁部分を冷却する手段を有し、この手段は、部品の翼幅に沿って密度が変動する複数のペデスタル列を含む。本発明の好適実施例では、部品の翼幅に沿って内径領域から外径領域に向かって移動するに従ってペデスタル列の数が増加する。
本発明の翼幅方向に密度が変動するペデスタル列の他の詳細、目的、および利点は、以下の最良の形態および添付図面に示されている。図面では、対応部および相当部には同一番号を付している。
タービンやブレードなどのタービンエンジン用部品に翼幅方向に密度が変動するペデスタル列を組み込むことで、径方向および軸方向の両方向で冷却流体の加熱と圧力損失とを均衡させ、典型的には空気である内部冷却流体の加熱を最適化することが可能となる。流体が周知の熱源から熱を吸収する潜在能力の尺度である内部対流効率を最適化する能力は、割り当てられた最小の利用可能な流量での部品の酸化特性を定めるために重要である。
冷却流体供給源がより低温である部品の外径（ＯＤ）の入口において、ペデスタル列の密度を軸方向で増加させることにより、より多くの部品断面積が占められる。これにより、後縁に隣接して要求される酸化寿命を満たす充分なレベルのマッハ数がフローキャビティを通して得られるので有利である。
続いて図１〜図３を参照すると、ベーンまたはブレードのエアフォイル部などのタービンエンジン部品１０が示されている。部品１０は、外径端部１２と内径（ＩＤ）端部１４とを有する。部品１０には、部品１０の後縁１６を冷却するためにエンジン抽気などの冷却流体が流れる冷却通路１８が設けられている。冷却通路１８は、部品１０の外径端部１２において入口２０を有する。冷却通路１８の冷却流体は、複数の後縁スロット２２を通して部品１０の後縁１６から排出される。
後縁における冷却効率を改善するために、複数のペデスタル列２４が設けられている。各々のペデスタル列２４は、所望の形状すなわち外形の複数のペデスタル２６をそれぞれ含む。隣接するペデスタル２６は、冷却通路１８から冷却流体を受け入れるとともに、１つまたは複数のスロット２２を通して排出されるように冷却流体を分配する冷却チャネル２８を構成する。
図１〜図３から分かるように、ペデスタル列２４の密度は、タービンエンジン部品１０の翼幅に沿って変動している。図１に示すように、部品１０の翼幅に沿って内径端部１４から外径端部１３に向かって移動するに従ってペデスタル列２４の数が増加する。特に、ペデスタル列２４の密度は、内径領域３２よりも外径領域３０で大きくなっている。好適な実施例では、内径領域３２に比べて外径領域３０には少なくとも２倍のペデスタル列が含まれる。最も好適な実施例では、外径領域３０には７つのペデスタル列が含まれ、内径領域３２には３つのペデスタル列が含まれる。
部品１０の外径領域３０におけるペデスタル列の比較的高い軸方向密度に関連する圧力損失の増加により、後縁スロットのティアドロップ領域４０から主流に排出される総冷却流が最小となる。また、外径領域３０におけるペデスタル列２４の数の増加により、典型的には冷却空気である比較的低温の冷却流体が、本発明の密度が増加したペデスタル列を通って軸方向に移動するに従って実質的により大きく加熱され、対流効率が最適化される。これは、図４のグラフによって表されている。外径端部１２における冷却質量流量は、より多くの熱を吸収するので、一定の冷却質量流量で比較的高い正味の熱流束が生じる。
部品１０の内径部分３２におけるペデスタル列の比較的低い軸方向密度に関連する圧力損失の減少は、２つの観点から有利である。部品１０の内径部分３２の絶対作動圧力レベルが減少し、比較的密度が低い内径ペデスタル列にわたる軸方向の圧力損失が最小化される。これにより、後縁スロットの最適な局部的冷却流量が得られる。これは、図５のグラフによって表されている。さらに、図４のグラフに表されているように、軸方向のペデスタルの比較的低い密度によって、密度の減少したペデスタル列を通って冷却空気が軸方向に移動するときの冷却空気の全体的な加熱が減少する。冷却流れが部品１０の内径領域３２における密度が減少したペデスタル列を通って軸方向に移動するので、加熱の減少により、冷却流体が部品の後縁通路の外径領域３０から内径領域３２に向かって径方向の通路に沿って流れるに従ってこの冷却流れを減少させることができる。
本発明の翼幅方向に密度が変動するペデスタルの列によって、図６のグラフに示すように作動流体による摩擦損失および温度上昇が相殺され、有限な冷却流のスロット流量が確実に均一になる。
全体的な加熱を最小にすることで、冷却流が内径から外径にわたる後縁スロットから排出されるに従って、より均一に配分された冷却流温度を得ることができる。この結果、部品の後縁面に沿ったより均一な径方向ディストレスパターン（ｄｉｓｔｒｅｓｓ ｐａｔｔｅｒｎ）につながるより均一に配分された冷却効率が得られる。
ベーンやブレードなどのタービンエンジン部品に翼幅方向に密度が変動するペデスタル列を組み込むことによって、後縁スロットの冷却流のマッハ数および速度が均一に最適化され、かつ摩擦による径方向の圧力損失が密度の変動するペデスタルの列にわたる軸方向の圧力損失によって相殺されて、冷却流温度が上昇するとともに局部的な熱対流効率および性能が得られる。後縁スロットの出口速度を均一に保つことで、高速の主流ガス流とスロットの冷却出口流との間の混合による損失を最小にすることができる。
本発明によって、上述の目的、手段、および利点を完全に満たす翼幅方向に密度が変動するペデスタル列が提供されたことが明らかである。詳細な実施例に基づいて本発明を説明したが、当業者には他の代替物、改良、および変更も明らかであろう。よって、請求項の範囲に含まれるこのような代替物、改良、および変更も本発明に含まれる。
本発明に係る翼幅方向に密度が変動するペデスタル列を有するタービンベーンの斜視図である。 図１のベーンの外径部分におけるペデスタル列の拡大図である。 図１のベーンの内径部分におけるペデスタル列の拡大図である。 本発明に係る複数のペデスタル列による後縁の加熱を示すグラフである。 本発明のペデスタル列を用いたベーンの後縁にわたる圧力降下を示すグラフである。 本発明のペデスタル列を用いたベーンの後縁にわたる流れ分布を示すグラフである。
符号の説明
１０…タービンエンジン部品
１２…外径端部
１４…内径端部
１６…後縁
１８…冷却通路
２０…入口
２２…後縁スロット
２４…ペデスタル列
２６…ペデスタル
２８…冷却チャネル
３０…外径領域
３２…内径領域

Claims (7)

  1. 後縁部分を有するタービンエンジン部品であって、
    後縁部分を冷却する冷却手段を有し、前記冷却手段は、
    冷却流体を提供する翼幅方向に延びる通路と、
    前記通路から冷却流体を受け入れるように前記後縁部分に沿って設けられた複数のペデスタル列と、
    前記冷却流体を排出するように前記後縁部分に沿って設けられた複数のスロットと、を含み、前記スロットは、前記ペデスタル列を含む領域と流体的に連通しており、前記ペデスタル列の数は、前記通路の入口の近傍で最大であり、かつ前記通路における冷却流体の流れの方向に沿って減少し、これにより、前記冷却流体が前記スロットから排出される際に、後縁部分に沿って実質的に均一な冷媒温度分布が得られることを特徴とするタービンエンジン部品。
  2. 外径領域におけるペデスタル列の数は、内径領域におけるペデスタル列の数の少なくとも２倍であることを特徴とする請求項１記載のタービンエンジン部品。
  3. 外径領域には７つのペデスタル列が含まれ、内径領域には３つのペデスタル列が含まれることを特徴とする請求項１記載のタービンエンジン部品。
  4. ペデスタル列は、後縁部分のスロットの冷却流のマッハ数と速度とを最適化して、冷却空気温度を上昇させるとともに局部的な熱対流効率および性能を高めることを特徴とする請求項１記載のタービンエンジン部品。
  5. 前記部品は、ベーンであり、前記冷却手段は、該ベーンのエアフォイル部に設けられていることを特徴とする請求項１記載のタービンエンジン部品。
  6. 前記部品は、ブレードであり、前記冷却手段は、該ブレードのエアフォイル部に設けられていることを特徴とする請求項１記載のタービンエンジン部品。
  7. 外側端部と内側端部とを含むエアフォイル部と、
    前記エアフォイル部の後縁部分に冷却流体を提供するように該エアフォイル部に設けられた翼幅方向に延びる冷却通路と、
    前記冷却流体を排出するように前記後縁部分に沿って設けられた複数の冷却スロットと、
    前記通路から冷却流体を受け入れるとともに該冷却流体を前記冷却スロットに連通させるように前記後縁部分に沿って設けられた複数のペデスタル列と、を有し、前記ペデスタル列の数は、前記通路の入口の近傍で最大であり、かつ前記通路における冷却流体の流れの方向に沿って減少し、これにより、前記冷却流体が前記スロットから排出される際に、前記の外側端部から内側端部にわたって実質的に均一な冷媒温度分布が得られることを特徴とするタービンエンジン部品。
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Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7021893B2 (en) 2004-01-09 2006-04-04 United Technologies Corporation Fanned trailing edge teardrop array
JP2007292006A (ja) * 2006-04-27 2007-11-08 Hitachi Ltd 内部に冷却通路を有するタービン翼
US20080031739A1 (en) * 2006-08-01 2008-02-07 United Technologies Corporation Airfoil with customized convective cooling
US20090003987A1 (en) * 2006-12-21 2009-01-01 Jack Raul Zausner Airfoil with improved cooling slot arrangement
US8087893B1 (en) * 2009-04-03 2012-01-03 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with showerhead film cooling holes
US8353669B2 (en) * 2009-08-18 2013-01-15 United Technologies Corporation Turbine vane platform leading edge cooling holes
US9328617B2 (en) * 2012-03-20 2016-05-03 United Technologies Corporation Trailing edge or tip flag antiflow separation
EP2682565B8 (en) * 2012-07-02 2016-09-21 General Electric Technology GmbH Cooled blade for a gas turbine
US9482101B2 (en) 2012-11-28 2016-11-01 United Technologies Corporation Trailing edge and tip cooling
WO2017095438A1 (en) 2015-12-04 2017-06-08 Siemens Aktiengesellschaft Turbine airfoil with biased trailing edge cooling arrangement
CN105569740A (zh) * 2016-03-03 2016-05-11 哈尔滨工程大学 一种带有叶片波浪状凹陷尾缘半劈缝冷却结构的涡轮
US11939883B2 (en) 2018-11-09 2024-03-26 Rtx Corporation Airfoil with arced pedestal row

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB895077A (en) * 1959-12-09 1962-05-02 Rolls Royce Blades for fluid flow machines such as axial flow turbines
US4278400A (en) * 1978-09-05 1981-07-14 United Technologies Corporation Coolable rotor blade
US4775296A (en) * 1981-12-28 1988-10-04 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
JPS62228603A (ja) * 1986-03-31 1987-10-07 Toshiba Corp ガスタ−ビンの翼
JP3040656B2 (ja) * 1994-05-12 2000-05-15 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼プラットホームの冷却装置
US6257831B1 (en) * 1999-10-22 2001-07-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Cast airfoil structure with openings which do not require plugging
US6270317B1 (en) * 1999-12-18 2001-08-07 General Electric Company Turbine nozzle with sloped film cooling

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