JP4208504B2 - ガスタービンエンジン翼形部の耐用寿命を延ばすための方法及び装置 - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的には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用いられるタービンブレードに関する。
【０００２】
【従来の技術】
少なくとも一部の公知のガスタービンエンジンは、一般的に、流れに沿って直列配置された、エンジンに流入する空気流を加圧する高圧圧縮機と、燃料と空気の混合気を燃焼させる燃焼器と、燃焼器から流出する空気流、即ち燃焼した混合気から回転エネルギーを取り出す複数のロータブレードを含むタービンとを有するコアエンジンを含む。タービンは燃焼器から流出する高温の空気流に曝されるので、タービン構成部品は、高温の空気流により生じる可能性がある熱応力を減少させるために冷却される。
【０００３】
回転ブレードは、冷却回路を通して冷却空気を供給される中空の翼形部を含む。翼形部は、冷却空洞を形成する側壁が境界となる冷却空洞を含む。高圧タービンの構成部品のようなエンジン構成部品は、かかる構成部品の構造に用いられる材料の熱応力を制限するために、冷却される必要がある。一般的には、冷却空気は、圧縮機の吐出口から取り出される空気であり、また冷却空気は、例えば、タービン翼形部を冷却するのに用いられる。冷却空気は、タービン翼形部を冷却した後に、燃焼器の下流のガス流路に再び入れられる。
【０００４】
少なくとも一部の公知のタービン翼形部は、冷却空気流を翼形部の冷却のために流す冷却回路を含む。より具体的には、翼形部の内部の内部空洞は、冷却空気を導くための流路を形成する。かかる空洞は、例えば、多数の通路を有する蛇行形状の通路を形成することができる。冷却空気は、翼形部の根元部分を通してこの蛇行形状の通路中に導かれる。熱応力が内側空洞中に生じる可能性があるので、空洞を形成する壁は、冷却空洞の内部における酸化の防止を促進するために、環境コーティングで被覆されることができる。
【特許文献１】
特開２００１−１７２７７５号公報
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
内部の熱応力に耐えるのを容易にするために、少なくとも一部の公知のブレードは、０．００３インチにほぼ等しい厚さを有する環境コーティング層で被覆されている。このような厚さで環境コーティングを施せば、空洞壁の酸化が防止され、翼形部が、ブレードのより高い作動温度領域内に生じる可能性がある熱応力及び機械的応力に耐えるのが容易になる。しかしながら、かかる厚さで環境コーティングが存在すれば、より低温で作動するブレードの領域における材質特性を低下させる可能性があり、それが材料の割れ発生を招くことになる。そのうちに、連続運転によってエンジン内部のブレードの割れ発生及び／又はブレードの早期破損をもたらす可能性がある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明の１つの態様において、ガスタービンエンジン用のブレードが提供される。このブレードは、前縁と、後縁と、ブレード根元とブレード先端の間を半径方向スパンにわたって延びる第１側壁と、前縁及び後縁において第１側壁に接合された第２側壁とを含む。第１側壁及び第２側壁はそれぞれ、外面と内面とを含む。冷却空洞は、第１側壁の内面及び第２側壁の内面により形成される。冷却空洞の少なくとも１部分が、０．００１５インチ未満の厚さを有する耐酸化性環境コーティングで被覆されている。
【０００７】
別の態様において、翼形部を備える複数のブレードを含むガスタービンエンジンが、提供される。各翼形部は、前縁と、後縁と、壁と、壁により形成された冷却空洞とを含む。冷却空洞は少なくとも２つのチャンバを含む。チャンバのうちの第１チャンバは前縁が境界となり、チャンバのうちの第２チャンバは後縁が境界となっている。冷却空洞の第１の部分は、第１の厚さで施された耐酸化性環境コーティングで被覆され、冷却空洞の第２の部分は、第１の部分の第１の厚さより小さい第２の厚さで施された耐酸化性環境コーティングで被覆されている。より具体的には、第2の部分の第2の厚さは０．０１５インチ未満である。
【０００８】
別の態様において、ガスタービンエンジン用のブレードを製造するための方法が提供される。この方法は、前縁及び後縁において接合された凹状部分と凸状部分とを含む壁を備えるブレードの中に空洞を形成する段階と、少なくとも前縁チャンバと後縁チャンバとに、前縁チャンバはブレード前縁が境界となり、また、後縁チャンバは後縁が境界となるように、空洞を分割する段階とを含む。この方法はまた、０．００１５インチ未満の厚さを有する耐酸化性環境コーティング層で壁の内面の少なくとも１部分を被覆する段階を含む。
【０００９】
【発明の実施の形態】
図１は、ファン組立体１２、高圧圧縮機１４、及び燃焼器１６を含むガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０はまた、高圧タービン１８、及び低圧タービン２０を含む。エンジン１０は、吸気側２８及び排気側３０を有する。１つの実施形態において、エンジン１０は、オハイオ州シンシナチにあるＣＦＭ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎｌ Ｃｏｍｐａｎｙから市販されているＣＦＭ−５６型エンジンである。
【００１０】
運転中、空気はファン組立体１２を通って流れ、加圧された空気は高圧圧縮機１４に供給される。高度に加圧された空気は、燃焼器１６に送り込まれる。燃焼器１６からの空気流は、タービン１８及び２０を駆動し、タービン２０はファン組立体１２を駆動する。タービン１８は高圧圧縮機１４を駆動する。
【００１１】
図２は、ガスタービンエンジン１０（図１に示す）のようなガスタービンエンジンに用いることができるタービンブレード４０の斜視図である。１つの実施形態において、複数のロータブレード４０が、ガスタービンエンジン１０の高圧タービンロータブレード段（図示せず）を構成する。各ブレード４０は、中空の翼形部４２と翼形部４２を既知の方法でロータディスク（図示せず）に取り付けるために用いられる一体のダブテール４３とを含む。若しくは、ブレード４０は、複数のブレード４０がブリスク（図示せず）を形成するようにディスク（図示せず）から半径方向外向きに延びていてもよい。
【００１２】
各翼形部４２は、第１側壁４４と第２側壁４６を含む。第１側壁４４は凸状であり、翼形部４２の負圧側面を形成し、また第２側壁４６は凹状であり、翼形部４２の正圧側面を形成する。側壁４４及び４６は、翼形部４２の前縁４８及び軸方向に間隔を置いて配置された後縁５０において接合される。より具体的には、翼形部後縁５０は、翼形部前縁４８から翼弦方向にかつ下流側に間隔を置いて配置される。
【００１３】
第１及び第２側壁４４及び４６は、ダブテール４３に隣接して位置するブレード根元５２から翼形部先端５４までスパンにわたって長手方向すなわち半径方向外向きにそれぞれ延びる。翼形部先端５４は内部冷却チャンバ（図２には示さず）の半径方向外側境界を形成する。冷却チャンバは、各側壁４４及び４６の間で翼形部４２の内部に形成される。より具体的には、翼形部４２は、内面（図２には示さず）及び外面６０を含み、冷却チャンバは翼形部内面により形成される。１つの実施形態において、翼形部の第１の側壁４４及び第２の側壁４６は、それぞれ翼形部の壁の内面と翼形部外面６０との間で延びる複数の冷却孔（図示せず）を含む。
【００１４】
図３は翼形部４２を含むブレード４０の例示的な断面図である。ブレード４０は、ブレード４０の内面７２により形成された冷却空洞７０を含む。冷却空洞７０は、冷却空洞７０を複数の冷却チャンバ７４に分ける複数の内側の壁７３を含む。チャンバ７４の壁７３に対する形状寸法及び相互関係は、ブレード４０の使用の目的に応じて変わる。１つの実施形態においては、内側の壁７３は翼形部４２と一体に鋳造される。冷却チャンバ７４は、複数の冷却回路７６を通して冷却空気を供給される。より具体的には、例示的な実施形態においては、翼形部４２は、前部冷却チャンバ８０、後部冷却チャンバ８２、及び複数の中間冷却チャンバ８４を含む。
【００１５】
前部冷却チャンバ８０は、翼形部４２を通して長手方向すなわち半径方向に翼形部先端５４まで延びており、翼形部第１及び第２側壁４４及び４６（図２に示す）それぞれと翼形部前縁４８とが境界となっている。前部冷却チャンバ８０は、前部冷却回路８６により供給される冷却空気で冷却される。
【００１６】
中間冷却チャンバ８４は、前部冷却チャンバ８０と後部冷却チャンバ８２との間に位置し、中間回路冷却回路８８により冷却空気を供給される。より具体的には、各中間冷却チャンバ８４は流体連通しており、蛇行した冷却通路を形成する。中間冷却チャンバ８４は、翼形部第１及び第２側壁４４及び４６それぞれと、翼形部先端５４が境界となっている。
【００１７】
後部冷却チャンバ８２は、翼形部４２を通して長手方向すなわち半径方向に翼形部先端５４まで延びており、翼形部第１及び第２側壁４４及び４６それぞれと翼形部後縁５０とが境界となっている。後部冷却チャンバ８２は、後部冷却回路９０により供給される冷却空気で冷却され、冷却チャンバ８２の半径方向外側境界を備えている。１つの実施形態において、翼形部４２は、翼形部外面６０と翼形部内面７２との間で延びる複数の後縁孔（図示せず）を含む。
【００１８】
ブレード４０はまた、根元部分１００と翼形部本体部分1０２とを含む。根元部分１００は、翼形部根元５２（図２に示す）が境界となり、かつダブテール４３の１部分を貫いて延びる。翼形部本体部分１０２は、ブレード根元部分１００と流体連通しており、かつ根元部分１００から翼形部先端５４まで延びる。１つの実施形態において、根元部分１００を貫いて延びるチャンバ７４の部分は根元通路として知られている。
【００１９】
翼形部内面７２は、耐酸化性環境コーティングの層１０６で被覆される。１つの実施形態において、耐酸化性環境コーティングは、ミシガン州ホワイトホールにあるＨｏｗｍｅｔ Ｔｈｅｍａｔｅｃｈから市販されているアルミコーティングである。この例示的な実施形態において、耐酸化性環境コーティングは、気相アルミナイド蒸着法により翼形部内面７２に施される。より具体的には、耐酸化性環境コーティングの厚さ１１０は、翼形部本体部分１０２の内部では０．００３インチ未満に制限され、また翼形部本体部分１０２と比較してより低温の作動温度で作動するブレード根元部分１００の内部では０．００１５インチ未満に制限される。好ましい実施形態においては、耐酸化性環境コーティングの厚さ１１０は、ブレード根元部分１００の内部で０．００１インチ未満に制限される。
【００２０】
空洞７０の製造時に、コア（図示せず）が翼形部４２内に鋳込まれる。コアは、液体セラミック及びグラファイトスラリーをコア金型（図示せず）中に射出することにより製作される。スラリーは加熱されて中実のセラミック翼形部コアを形成する。翼形部コアは、翼形部金型（図示せず）中に浮かせて支持され、ホットワックスが翼形部金型中に射出されてセラミック翼形部コアを取り囲む。ホットワックスは凝固して、セラミックコアが翼形部中に支持された状態で翼形部を形成する。
【００２１】
次にセラミックコアを備えたワックス翼形部は、セラミックスラリー中に浸漬され、乾燥される。この処理が、ワックス翼形部の全面にシェルが形成されるように数回繰り返される。次にコアが内部に浮かせて支持された型を残してワックスがシェルから溶かし出され、その型の中に溶融金属が注入される。金属が凝固した後に、シェルが取り壊されてコアが除去される。
【００２２】
エンジン運転中、冷却空気は、冷却回路７６を通して翼形部４２内に供給される。１つの実施形態において、冷却空気は、圧縮機１４（図１に示す）のような圧縮機から翼形部４２内に供給される。ブレード根元部分１００に流入する冷却空気は、翼形部の冷却チャンバ７４及び翼形部本体部分１０２中に流される。高温のガスが翼形部本体部分１０２上に衝突するので、ブレード内面７２の作動温度は、上昇する可能性がある。より具体的には、翼形部本体部分１０２の作動温度は、実際にブレード根元部分１００の作動温度に関連する温度よりも高い作動温度にまで上昇する可能性がある。耐酸化性環境コーティングが、作動温度が上昇するにもかかわらず翼形部内面７２の酸化の減少を促進する。
【００２３】
更に、運転中に、エンジン運転の間に生じる応力が、ブレード根元部分１００内に発生する可能性がある。耐酸化性環境コーティングの厚さ１１０をブレード根元部分１００の内部で０．００１インチ未満に制限すれば、ブレード根元部分１００の内部の材質劣化の防止が促進され、従って、ブレード４０の疲労寿命を維持する。より具体的には、ブレード根元部分１００の内部の耐酸化性環境コーティングの割れ発生を制限すれば、ブレード根元部分１００内部の疲労寿命を維持し、従って、ブレード４０の耐用寿命を延ばすことになる。
【００２４】
上述のブレードは費用効果が良くかつ高い信頼性がある。ブレードは、環境コーティング層の厚さが０．００１５インチ未満になるように、ブレード内面に施される耐酸化性環境コーティング層を含む。ブレード根元部分内部の層の厚さが薄ければ薄いほどブレード根元部分内部の環境コーティングの割れ発生が少なくなるのを促進し、従って、ブレードの疲労寿命の低下もより少なくなる。その結果、耐酸化性環境コーティングの厚さを減らすことで、費用効果が良くかつ信頼性のある方法で熱疲労寿命を維持し翼形部の耐用寿命を延ばすことを可能にする。
【００２５】
本発明を、種々の特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明は、特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変形形態で実施可能であることは当業者には明らかであろう。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】 ガスタービンエンジンの概略図。
【図２】 図１に示すガスタービンエンジンに用いることができるタービンブレードの斜視図。
【図３】 図２に示す翼形部の例示的な断面図。
【符号の説明】
４０ ロータブレード
４２ 翼形部
４８ 翼形部前縁
５０ 翼形部後縁
５４ 翼形部先端
６０ ブレード外面
７０ ブレード冷却空洞
７２ ブレード内面
７３ 壁
７６ 冷却回路
８０ 前部冷却チャンバ
８２ 後部冷却チャンバ
８４ 中間冷却チャンバ
１００ ブレード根元部分
１０２ 翼形部本体部分
１０６ 耐酸化性環境コーティング層

Claims (9)

1. ガスタービンエンジン（１０）用のブレード（４０）を製造するための方法であって、
   前縁（４８）及び後縁（５０）において接合された凹状部分と凸状部分とを含む壁（４４、４６）を備える前記ブレードの中に冷却空洞（７０）を形成する段階と、
   少なくとも前縁チャンバ（８０）と後縁チャンバ（８２）とに、前記前縁チャンバは前記ブレード前縁が境界となり、また、前記後縁チャンバは前記後縁が境界となるように、前記空洞を分割する段階と、
   前記ブレード（４０）を根元部分（１００）と翼形部本体部分（１０２）とに分割する段階と
   を含み、前記根元部分は、前記翼形部本体部分と流体連通し、かつ前記ブレードの根元（５２）が境界となり、また前記翼形部本体部分は前記ブレードの先端（５４）が境界となっており、
   前記方法は更に、前記冷却空洞の前記根元部分（１００）を第１の厚さを有する耐酸化性環境コーティングで被覆し、前記冷却空洞の前記翼形部本体部分（１０２）を前記第１の厚さより小さい第２の厚さ（１１０）を有する耐酸化性環境コーティングで被覆し、前記翼形部本体部分（１０２）での被覆の厚さを、０．００３８ｍｍ（０．００１５インチ）未満の厚さ（１１０）とする段階
   を含むことを特徴とする方法。
2. 前記被覆する段階は、０．０２５ｍｍ（０．００１インチ）未満の厚さ（１１０）を有する耐酸化性環境コーティング層（１０６）で前記壁の内面（７２）の少なくとも一部分を被覆する段階を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
3. 前記被覆する段階は、前記ブレード（４０）の疲労寿命の維持を促進するために、耐酸化性環境コーティング層（１０６）で前記ブレード壁の内面（７２）を被覆する、請求項１に記載の方法。
4. ガスタービンエンジン（１０）用のブレード（４０）であって、
   根元部分（１００）と翼形部本体部分（１０２）とを含み、
   前記根元部分は、前記翼形部本体部分と流体連通し、かつ前記ブレードの根元（５２）が境界となり、また前記翼形部本体部分は前記ブレードの先端（５４）が境界となっており、
   前記翼形部本体部分（１０２）は、
   前縁（４８）と、
   後縁（５０）と、
   ブレード根元（５２）とブレード先端（５４）の間を半径方向スパンにわたって延び、外面（６０）と内面（７２）とを含む第１側壁（４４）と、
   前記前縁及び前記後縁において前記第１側壁に接合され、外面と内面とを含む第２側壁（４６）と、
   前記第１側壁の内面及び前記第２側壁の内面により形成された冷却空洞（７０）と、
   を含み、
   前記冷却空洞の前記根元部分（１００）は第１の厚さを有する耐酸化性環境コーティングで被覆されており、前記冷却空洞の前記翼形部本体部分（１０２）は前記第１の厚さより小さい第２の厚さ（１１０）を有する耐酸化性環境コーティングで被覆されており、前記翼形部本体部分（１０２）での被覆の厚さが、０．００３８ｍｍ（０．００１５インチ）未満の厚さ（１１０）である
   ことを特徴とするガスタービンエンジン（１０）用のブレード（４０）。
5. 前記冷却空洞の内部に複数のチャンバ（７４）を形成する内壁（７３）を更に含むことを特徴とする、請求項４に記載のブレード（４０）。
6. 前記複数のチャンバ（７４）は流体連通しており、前記冷却空洞は根元部分（１００）と翼形部部分（１０２）とを更に含んでおり、前記根元部分は前記翼形部部分と流体連通していることを特徴とする、請求項４又は５に記載のブレード（４０）。
7. 複数のブレード（４０）を含むガスタービンエンジン（１０）であって、前記ブレードの各々が請求項４乃至６のいずれか１項に記載のブレードであることを特徴とするガスタービンエンジン（１０）。
8. 前記根元部分の厚さ（１１０）は、０．０２５ｍｍ（０．００１インチ）未満であることを特徴とする、請求項７に記載のガスタービンエンジン（１０）。
9. 前記冷却空洞（７０）は、前記ブレード（４０）の各々の疲労寿命が低下しないように維持できるように構成された厚さ（１１０）を有する耐酸化性環境コーティングで被覆されていることを特徴とする、請求項７又は８に記載のガスタービンエンジン（１０）。

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