JP4108427B2 - 傾斜した先端棚付きブレード - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的にガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンにおけるタービンブレードの冷却に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンにおいては、空気が圧縮機中で加圧され、燃焼器中で燃料と混合され高温の燃焼ガスを発生し、該高温の燃焼ガスはタービン段を通して下流に流れ、タービン段が高温の燃焼ガスからエネルギーを取り出す。ターボファン航空機エンジンの実施形態においては、高圧タービンが圧縮機に動力を供給し、また低圧タービンが上流のファンに動力を供給する。
【０００３】
第１段のタービンブレードは、燃焼器からの高温燃焼ガスを最初に受け、また一般的に圧縮機からの空気を用いて空気冷却される。タービンブレードの冷却はかなり難解であり、ブレード冷却の複雑な性質から見て、多くの技術が詰め込まれている。
【０００４】
一般的なタービンブレードは、ほぼ凹面形の正圧側面及び対向するほぼ凸面形の負圧側面を含み、それら側面は、ブレードの根元から先端までの翼長にわたって半径方向に延びる前縁と後縁の間で軸方向又は翼弦方向に延びる。ブレードの翼形部分は、中空であり、ブレードを支持ロータディスク中に取り付ける支持ダブテールから半径方向外向きに延びる。
【０００５】
冷却空気はダブテールを通して各ブレードに導かれ、また様々な内部通路が翼形部の内側に形成されて、翼形部の外側表面の周りに受ける様々な熱負荷を軽減するようにブレードの冷却を調整する。
【０００６】
翼形部の半径方向外側端又は先端は、翼形部の正圧側面及び負圧側面の両方に沿った高温燃焼ガスだけでなく、周囲のステ―タケーシング又はシュラウドとの間で形成される半径方向の間隙又はギャップ内の高温燃焼ガスにも曝されるから、該翼形部の半径方向外側端又は先端は冷却するのがとりわけ難しい。タービンブレードは時々先端を擦ることを免れないので、翼形部先端は、一般的に正圧側面及び負圧側面のスキーラリブ延長部によって形成され、該スキーラリブ延長部は、前縁及び後縁で互いに接合されて、翼形部の内部通路を取り囲むフロアを有する開放された先端プレナムをそれらの間に形成する。
【０００７】
ブレード先端冷却の著しい進歩は、タービンブレードの正圧側面に沿って先端棚を用いることを開示するものがある（特許文献１を参照）。先端棚は、それを貫通して形成された孔を通して冷却空気が供給され、ブレード先端の正圧側面に沿う燃焼ガスの流れを遮断する。正圧側面の先端リブを含むブレード先端の改善された冷却が得られる。
【０００８】
【特許文献１】
米国特許第５、２６１、７８９号
【０００９】
タービンブレードの一般的な輪郭は、ブレードが前縁から後方に幅が増大し、その後先細になり、ブレードの狭い後縁まで幅が減少する三日月形である。ブレードの所望の空気力学的性能により、正圧側面及び負圧側面の空気力学的輪郭が制御され、一般的にブレードの比較的薄い後縁領域を生じることになる。
【００１０】
前述の先端棚は、タービンブレードの正圧側面に凹設されるので、ブレードは、そこに棚を形成することになる後縁の近くでは充分な厚みを有する必要がある。
【００１１】
しかしながら、比較的薄い後縁領域を有するタービンブレードにおいては、その幅の中で、ブレードの長い有効寿命を得るのに充分な強度を持たせながら、先端棚を形成できるためには、十分な幅がない。かかる形状においては、先端棚は、後縁の前方で終わり、スペースが許す範囲のブレード内に導入されることになる。先端棚をこのように終わらせることで、先端棚は、先端棚の境界が後方のコーナにおいて交差する水平線と垂直線を有する状態で、正圧側面に移行する垂直面を形成することになる。
【００１２】
燃焼ガス流は運転中に後方の棚コーナにより引き離されるか又は遮断される可能性があるので、ガス流のこのような引き離しは燃焼ガスの熱伝達を増大させる可能性があり、その結果、燃焼ガスが先端棚の終端の下流の正圧側面に再び付着したとき、先端の局部的な加熱によりブレード先端の急速な酸化を生じ、これがブレードの有効寿命に悪影響を及ぼす懼れがある。
【００１３】
【発明が解決しようとする課題】
従って、ブレード後縁の上流での先端棚の終了にもかかわらず改良された先端冷却を有するタービンブレードを提供することが望まれる。
【００１４】
【課題を解決するための手段】
ガスタービンエンジンのブレードは、前縁と後縁の間で根元から先端まで延びる正圧側面及び負圧側面を含む。正圧側面は、その中に凹設された先端リブを含み、傾斜した斜面で終わる先端棚を形成する。斜面は、燃焼ガス流が遮断され燃焼ガス流からの熱伝達が増大するのを防止するために、燃焼ガス流の流線と整合されることができる。
【００１５】
本発明を、好ましい例示的な実施形態に従って、そのさらなる目的及び利点と共に、添付の図面に関連してなされる以下の詳細な説明においてより具体的に述べる。
【００１６】
【発明の実施の形態】
図１に示すのは、ガスタービンエンジン用の例示的な第１段タービンロータブレード１０であり、運転中にその上に高温の燃焼ガス１２が導かれる。ブレードは、普通の鋳造品で一般的に形成された取り付けダブテール１６に一体に接合された中空の翼形部１４を含む。翼形部は、燃焼ガスからのエネルギーを取り出せるような形状にされる。また、ダブテールは、運転中に回転されるロータディスク（図示せず）の周辺にブレードを固定できる形状にされる。
【００１７】
図１及び図２に示すように、翼形部は、対向する前縁２２と後縁２４の間で軸方向又は翼弦方向に延びる対向する正圧側面１８及び負圧側面２０を含む三日月形の空気力学的輪郭を有する。翼形部側面はまた、一体のブレードプラットホームにおける根元２６から半径方向外側先端２８までの長手方向の翼長にわたって半径方向に延びる。
【００１８】
中空の翼形部は、任意の従来の内部形状を有することができ、一般的にはダブテール１６内に適当な流入口を有する多数の内部流路３０を含み、運転中にブレードを冷却する冷却媒体として用いるために、流入口を通して冷却空気３２をエンジンの圧縮機（図示せず）から受ける。
【００１９】
図２に示すように、翼形部の様々な部分を選択的に冷却するために、翼形部の内部には半径方向延びる９つの内部流路３０が設けられている。翼形部前縁における第１の２つの流路は、前縁専用にインピンジメント冷却を施す。後縁２４の正面の２つの流路は、翼形部の薄い後縁領域専用に冷却を施す。また、５つの中間の流路は、翼形部の中央部を冷却するための５通路の曲がりくねった回路内に配列される。
【００２０】
翼形部は、翼形部に効果的な冷却を施す必要に応じて、翼形部の正圧側面及び負圧側面を貫通する様々な半径方向列のフィルム冷却孔３４を含む。また、翼形部は、最後の２つの内部流路から後縁に沿って軸方向外向きに冷却空気を吐出するための後縁吐出孔３６の列を含む。図１及び図２に示す実施形態の後縁吐出孔３６は、翼形部の正圧側面１８内に配置されるか又は該正圧側面１８だけを突き破るスロットの形態であり、後縁そのもので終わる。このように、翼形部の後縁領域は、比較的薄くしながら、該翼形部の正圧側面のみを貫通する吐出孔３６を導入することにより、寿命を長くするための翼形部の充分な強度を維持することができる。
【００２１】
図３及び図４に示すように、ほぼ平坦な先端フロア３８が、翼形部正圧側面及び負圧側面に跨り、それらの中の幾つかの内部流路を取り囲む。先端フロアは、それぞれ正圧側面及び負圧側面に沿って延び、翼形部の前縁及び後縁で互いに接合される第１及び第２のスキーラ先端リブ４０、４２を含む。正圧側面リブ４０及び負圧側面リブ４２は、ブレード先端を取り巻き、それらの間に開放された先端プレナム４４を形成する。
【００２２】
負圧側面の第２のリブ４２は、前縁から後縁までにわたる、一体かつ同じ平面の翼形部負圧側壁の延長部を形成する。正圧側面の第１のリブ４０は、翼形部正圧側壁の延長部を形成し、かつ大部分が正圧側壁と同じ平面であるか又は面一になっている。
【００２３】
より具体的には、図４に示すように、第１のリブ４０は、翼形部の正圧側面に翼形部先端２８から半径方向内向き又は下向きに引っ込ませて設けられ（凹設され）て、その中にＬ字形のコーナの例示的な形態で外向きに面する先端棚４６を形成する。図３及び図４に示すように、第１のリブ４０は、翼形部先端から下向きに深さＤ及び正圧側面から内向きに幅Ｗの両方で凹設されて、その中に先端棚を形成する。
【００２４】
本発明によると、先端棚４６は、図４に示すように、後縁に向かって軸方向後方にかつ翼形部先端に向かって半径方向上向きに延びる傾斜した斜面４８で終わる。
【００２５】
図４に示す２つのスキーラリブ４０、４２は、先端フロアの上方にほぼ同一の高さを有し、周囲のステータケーシング（図示せず）との間でほぼ一様な半径方向の間隙又はギャップを形成する。先端棚４６は、翼形部の前縁２２に隣接して、好ましくは必要に応じて該前縁２２から僅かに後方で始まり、燃焼ガス１２が運転中にその上を流れるときに先端冷却を強めるのが好ましい。先端棚は、大部分が先端フロア３８及び該先端フロアから延びるリブとほぼ平行に、棚斜面４８との交差部分までほぼ一定の深さＤで延びる。その後、棚の斜面部分は深さＤが減少し、斜面が翼形部先端につながる翼形部正圧側面に該斜面を滑らかに移行させる。
【００２６】
図４に示すように、第１のリブ４０は、前縁２２の近く及び後縁２４との接続位置の両方で翼形部正圧側面１８と横方向に同じ平面であるか又は面一になっている。斜面４８は、翼形部の後縁領域の比較的薄い横方向の幅のために、後縁２４から前方のスペースが許される位置に配置される。従って、第１のリブ４０は、棚斜面４８と後縁２４との間で正圧側面１８と軸方向に同じ平面になっており、正圧側面表面の空気力学的な連続性をもたらす。
【００２７】
従って、棚斜面４８は、深さＤ及び幅Ｗの両方が正圧側面内に滑らかに移行することによって翼形部先端の正圧側面内に終わり、後縁の前方の翼形部の半径方向最外側部分又は先端２８で事実上消失する。
【００２８】
図５は、先端棚４６の最後側部分及びその終端斜面４８を含む、後縁における翼形部先端の拡大部分を示す。翼形部後縁領域は、この例示的な実施形態においては、可能な限り薄く作られてはいるが、それでもなお翼形部の正圧側面及び負圧側面を形成する壁は、寿命を増すための最小限の厚さを有していなければならない。また、内部流路３０の大きさは、従来の鋳造法を用いてこれらの流路を形成する能力に基づいた最小限の寸法を有する。
【００２９】
鋳造の際には、個々の流路を形成するのに長いセラミックフィンガが用いられ、そのフィンガの一部はその中に埋め込まれた細いロッドにより補強される。これらのロッドは、翼形部の先端プレナムまで延び、該翼形部は、ロッドにより支持された相補形のセラミックブロックにより形成される。
【００３０】
従って、実用できる限り幅を薄くされた後縁領域に、先端棚と適当な大きさにされた内部通路及び先端プレナムとの両方を製造するための十分なスペースが存在しないので、図５に示す先端棚４６は翼形部後縁２４の前方で終わることが要求される。
【００３１】
図４は、先端棚４６の前方端が、軸方向においてのみ正圧側面に滑らかに移行し、先端棚がその前方端で終わるまでその一定の深さＤを維持していることを示す。従って、先端棚の前方端に垂直面が形成される。
【００３２】
同様に、先端棚４６の後方端が、軸方向においてのみ正圧側面に滑らかに移行しているとすると、そのことは、先端棚の後方端に同様の垂直面を生じさせることになる。この垂直面は、そこで棚が翼形部正圧側面内に終わるＬ字形のコーナを事実上形成することになる。このようなコーナは、代表する幾つかが図４に示され、半径方向外向きに傾斜している燃焼ガスの流線の卓越方向にとって望ましくないであろう。
【００３３】
燃焼ガス流の最新の三次元コンピュータ流れ解析は、図４に示す流線の傾斜角を予測する。かかる傾斜した流線は、上述のＬ字形先端棚の後方の垂直面上を通過する時、先端棚の直ぐ後方で流線が再び付着することを伴う、流線の局部的な遮断を生じることになる。燃焼ガス流線の遮断により燃焼ガスの熱伝達が増大し、先端棚の直ぐ後方において翼形部先端の局部的な加熱の増大を起こす可能性がある。
【００３４】
しかしながら、本発明によると、先端棚は、傾斜した斜面４８で終わり、上述の望ましくない垂直面、及び、先端棚が翼形部正圧側面に移行する、先端棚の対応するＬ字形コーナをなくす。
【００３５】
上述の製造上の理由で、図４に示す棚斜面４８は、後縁２４の前方で終わり、また正圧側面１８は、先端棚及び斜面に沿って同じ平面になるのが好ましい。棚斜面４８は、エンジンの運転における所望の設計ポイントでの燃焼ガス流の流線の角度方向又は傾斜にほぼ一致するように、ほぼ真っ直ぐな先端棚４６に対して小さな鋭角Ａで傾斜している。
【００３６】
従って、傾斜した棚斜面４８は、翼形部後縁から前方に間隔を置いて配置されて、先端棚及び斜面の直ぐ後方に滑らかな翼形部正圧側面１８の途切れのない連続性をもたらし、斜面と後縁との間の正圧側面に沿った、また正圧側面の第１の先端リブ４０の後方部分にわたる燃焼ガス１２の付着を維持する。燃焼ガス流線は、対応するように傾斜した棚斜面４８とほぼ平行に流れて、後で正圧側面に沿って再び付着することになる燃焼ガスの流れはく離を最少にするか又は防止する。燃焼ガスは、棚斜面により悪影響を受けることなく棚斜面の直ぐ後方を流れるので、正圧側面に付着した状態を維持することができる。
【００３７】
図４に示す先端棚４６は、ほぼ平坦であり、翼形部先端からほぼ一定の深さＤを有するのが好ましい。また、棚斜面４８は、ほぼ平坦であるか又は真っ直ぐであり、先端棚との間で鈍角の開先角度をなして先端棚とつながるのが好ましい。
【００３８】
棚斜面は、先端棚、先端フロア３８、及び第１の先端リブ４０の基準水平方向から約１２度の傾斜角Ａで、翼形部先端及び後縁に向かって半径方向外向きに勾配を持つか又は傾斜しているのが好ましい。
【００３９】
図３に示すように、先端棚４６は、第１のリブ４０との間の直角コーナで該第１のリブにつながっているのが好ましい。また、棚の吐出孔５０の列が、先端フロア３８を貫通し、内部流路３０と流体連通して内向きに延び、該棚吐出孔から冷却媒体３２を吐出する。図４に示すように、棚の孔５０の列は、所望に応じて先端棚及び斜面の長さに沿って延び、該長さに沿って冷却媒体を吐出する。
【００４０】
先端棚内の冷却媒体流は、正圧側面スキーラリブ４０にフィルム冷却を施し、高温燃焼ガスの加熱作用に対して断熱バリヤをもたらす。この先端棚は、上で特定した特許に開示された当初の先端棚の全ての利点を享受し、かつ棚の後方端における傾斜した棚斜面４８の導入による追加の利点を享受する。
【００４１】
本発明の好ましい例示的な実施形態であると考えられるものを本明細書中に説明してきたが、本明細書の教示から本発明の他の変形形態が当業者には明らかであるはずであり、従って、本発明の技術思想及び技術的範囲内に属する全てのかかる変更は添付の特許請求の範囲に保護されるのが望まれる。
【００４２】
なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の例示的な実施形態によるブレード先端冷却を有するガスタービンエンジンの第１段ロータブレードの斜視図。
【図２】 ほぼ線２−２に沿って切断した、図１に示すブレード翼形部の１部の半径方向断面図。
【図３】 線３−３に沿って切断した、図１に示す翼形部の正面断面図。
【図４】 図１に示す翼形部の先端領域の拡大斜視図。
【図５】 ほぼ線５−５に沿って切断した、図１に示す翼形部先端の後縁領域の拡大上面図。
【符号の説明】
１０ ガスタービンエンジンのブレード
１２ 高温の燃焼ガス
１４ 翼形部
１６ ダブテール
１８ 正圧側面
２０ 負圧側面
２２ 前縁
２４ 後縁
２６ 翼根元
２８ 翼先端
３０ 内部流路
３２ 冷却空気
３４ フィルム冷却孔
３６ 後縁吐出孔
３８ 先端フロア
４０ 第１の先端リブ
４２ 第２の先端リブ
４４ プレナム
４６ 先端棚
４８ 棚斜面

Claims (10)

1. 前縁と後縁（２２、２４）の間の翼弦にわたってかつ根元（２６）と先端（２８）の間の翼長にわたって延びる、対向する正圧側面及び負圧側面（１８、２０）を有する翼形部（１４）と、
   前記正圧側面及び負圧側面に跨りかつ該正圧側面及び負圧側面に沿って延びる第1及び第2のリブ（４０、４２）を含み、それらの間に先端プレナム（４４）を形成する先端フロア（３８）と、
   を含み、
   前記第1のリブ（４０）は、前記正圧側面に凹設されてその中に先端棚（４６）を形成しており、該先端棚は、前記後縁（２４）の前方において前記翼形部先端に向かって外向きに傾斜した棚斜面（４８）で終わる、
   ことを特徴とするガスタービンエンジンのブレード（１０）。
2. 前記先端棚（４６）は、前記前縁（２２）に隣接して始まり、大部分は前記先端フロア（３８）とほぼ平行に前記棚斜面（４８）まで後方に延び、次いで該棚斜面に沿って深さが減少することを特徴とする、請求項１に記載のブレード。
3. 前記第1のリブ（４０）は、前記棚斜面（４８）と前記後縁（２４）の間の前記翼形部正圧側面（１８）と同じ平面になっており、前記斜面（４８）は、深さ及び幅の両方が前記先端（２８）において前記正圧側面に滑らかに移行することを特徴とする、請求項１又は請求項２に記載のブレード。
4. 前記翼形部（１４）は、前記正圧側面（１８）を突き破り前記後縁で終わる後縁吐出孔（３６）の列を更に含んでおり、前記棚斜面（４８）は、該斜面と前記後縁吐出孔の間の前記正圧側面に沿った燃焼ガス流の付着を維持するために、前記後縁吐出孔から前方に間隔を置いて配置されていることを特徴とする、請求項１、請求項２又は請求項３に記載のブレード。
5. スキーラ先端リブ（４０）に沿ってその正圧側面（１８）に凹設された先端棚（４６）を有しており、該棚は後縁（２４）の前方の傾斜した斜面で終わり、該斜面は前記正圧側面に滑らかに移行することを特徴とするガスタービンエンジンのブレード（１０）。
6. 冷却媒体（３２）を導くための内部流路（３０）を更に含んでおり、前記先端棚（４６）は、該棚及び前記斜面に沿って前記冷却媒体を吐出するための、前記流路と流体連通した吐出孔（５０）の列を含むことを特徴とする、請求項５に記載のブレード。
7. 前記正圧側面（１８）から間隔を置いて配置されかつ前記後縁（２４）と対向する前縁（２２）との間で延びる負圧側面（２０）を更に含んでおり、前記先端棚（４６）は、前記前縁（２２）の後方の前記正圧側面で始まりかつ前記棚斜面（４８）までほぼ一定の深さを有し、該棚斜面は深さが減少して前記正圧側面（１８）に滑らかに移行することを特徴とする、請求項５又は請求項６に記載のブレード。
8. 中空の翼形部（１４）と一体のダブテール（１６）を含むガスタービンエンジンのブレード（１０）であって、前記翼形部は、前縁と後縁（２２、２４）の間で根元（２６）から先端（２８）まで延びる対向する正圧側面及び負圧側面（１８、２０）を有し、前記先端は、それぞれ前記正圧側面及び負圧側面に沿って延びる第１及び第２の先端リブ（４０、４２）を含み、該第１の先端リブは、深さ及び幅の両方において前記正圧側面（１８）に凹設されて前記後縁（２４）に向かって延びて傾斜した棚斜面（４８）で終わる先端棚（４６）をその中に形成していることを特徴とするブレード。
9. 前記棚斜面（４８）は、深さ及び幅の両方が前記先端（２８）において前記翼形部正圧側面に滑らかに移行することを特徴とする、請求項８に記載のブレード。
10. 前記棚斜面（４８）は、前記正圧側面に沿って流れることが可能な燃焼ガス流の流線にほぼ一致するように、前記正圧側面内で傾斜していることを特徴とする、請求項８又は請求項９に記載のブレード。

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