JP4250270B2 - フィルム冷却孔及びその製作法 - Google Patents
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Description
【発明の属する技術分野】
本発明は、フィルム冷却孔、特に被覆された冷却される壁内のフィルム冷却孔及びこのようなフィルム冷却孔を製作する方法に関する。
【0002】
【従来の技術】
現今のガスタービン設備においては、出力及び効率を高めるために、常により高いタービン入口温度が使用される。高められた高熱ガス温度からタービン羽根を保護するために、タービン羽根は従来よりも強力に冷却しなければならない。相応して高い入口温度では、純粋な対流性の冷却はもはや充分ではない。したがってしばしばフィルム冷却の方法が使用される。この場合、タービン羽根は冷却フィルムによって高熱ガスから保護される。このためにタービン羽根内には切り欠き部、例えば孔が形成され、これらの切り欠き部を通して冷却空気が吹き出される。
【0003】
可及的に大きな冷却効果を達成するために、吹き出される冷却空気は最初に可及的に迅速に変向せしめられ、成形材表面に沿って保護作用をもって流動する。更に、冷却空気の側方への迅速な拡がりによって、孔の間に位置する領域も保護される。このことは、冷却空気孔がデフューザを有していて、このデフューザが側方への拡開に基づいて表面の幅広いカバーを可能にすることによって、達成することができる。混合状態を更に改善するために、孔を単に側方だけではなしに、付加的に孔の下流側でも拡開するような幾何形状のデフューザが使用される。このような幾何形状のデフューザの吹き出し率は小さく、したがって冷却空気が流動境界層を貫通する危険はわずかである。したがって冷却効率を円筒形の孔に比べて著しく増大させることができる。例えば文献 EP-B-228 338 には冷却剤通路を有する冷却される壁が記載されており、この冷却剤通路は調量区分とデフューザ区分とを有している。デフューザ区分は上流側方向若しくは下流側方向にそれぞれ1つの平らな表面を有している。2つの側方表面が冷却剤出口に向かって互いに拡散している。
【0004】
他面においてタービン羽根表面はしばしば導熱性の悪いセラミックの保護層で被われる。これによって冷却空気を節減すること及び高熱ガス流内で使用することができ、このことはガスタービン出力の増大をもたらす。許容し得る材料温度を越えることは、タービン羽根が内側で強力に対流冷却される場合にだけ、阻止することができる。この場合冷却空気孔を形成するために放電加工法を使用すると、冷却空気孔はセラミックの保護層を取り付ける前に形成しなければならない。なぜならこの保護層は電気的に絶縁するからである。続いて行われる被覆は一般に冷却空気孔の一部分をふさぎ、これによって孔の冷却性質が影響を受ける。その場合、別の方法段階で封鎖する材料を取り除くことが必要になる。例えば文献 US-A-5,216,808 はガスタービン構成部材を製作又は修理する方法を記載している。この場合、構成部材に保護層を取り付けてから UV レーザ光線がフィルム冷却孔の位置に向けられ、封鎖している層材料が非熱的に取り除かれる。
【0005】
孔がレーザパーカッション法で形成される場合には、保護層を取り付けた後でも孔を形成することができる。しかしながらこの場合、しばしば保護層に亀裂が生じ、この亀裂は熱的に負荷されると、保護層のはげ落ちを生ぜしめることがある。横断面の減少を最小化することは、レーザパーカッション作孔法及びセラミックの被覆層をもってする製作プロセスによって達成された(DE-C-195 36 312)。
【0006】
【発明が解決しようとする課題】
そこで本発明の課題は、前述の欠点を回避すること、特に、大きな冷却効果のある冷却孔を備えている冷却される被覆された壁を提供することである。更にこのような冷却孔を形成する方法を提供する。
【0007】
【課題を解決するための手段】
この課題は、独立請求項である請求項1のフィルム冷却孔を形成する方法及び独立請求項である請求項5の冷却される壁によって解決される。
【0008】
すなわち、本発明によれば、工作物の被覆すべき壁にフィルム冷却孔を形成する方法であって、フィルム冷却孔は流動順序でコンスタントな横断面を有する供給区分と、壁の外面における出口に向かって拡大しているデフューザ区分とを有している形式のものにおいて、
ア 供給区分及びデフューザ区分の形状及び大きさを、冷却空気の所望の吹き出
し率が達成されるように、選択し、
イ 被覆の所望の厚さ及び被覆が行われる方向を選択し、
ウ デフューザ区分の仕切り面が少なくとも部分範囲において、被覆の所望の厚さ,被覆を行う方向及び仕切り面の傾斜角度に相応して、被覆を行う方向に沿って、イの方法段階で選択されたパラメータで被覆が行われた後にアの方法段階で選択されたオリジナル輪郭が生ずるような距離だけ、引っ込められるよう
に、工作物の壁にフィルム冷却孔を形成する、
ようにした。
【0009】
本発明による冷却される壁は、外面と、外面上の、それに沿って高熱ガス流が下流側の方向に流れるところの被覆層と、内面と、少なくとも1つのフィルム冷却孔を内部に有しており、少なくとも1つのフィルム冷却孔は供給区分と、デフューザ区分と、外面における出口とを有しており、フィルム冷却孔の軸線が、それが下流側に向いた方向に沿った速度成分を有しているように、方向を定められており、デフューザ区分が第1の内面と、それから間隔をおいた第2の内面とを有しており、これらの内面は壁の外面と交差しており、第1の内面と壁の外面との交差縁が出口の上流側の縁を形成しており、第2の内面と壁の外面との交差縁が出口の下流側の縁を形成しており、デフューザ区分は側面を有しており、これらの側面は第1の内面と第2の内面とを結合していて、デフューザ区分の出口に向かって互いに拡散している。
【0010】
本発明の基本的な思想は、被覆された冷却される壁においてデフューザフィルム冷却孔を使用し、孔の冷却効果を増大させるために、デフューザの仕切り面を孔の形成の際に引っ込めて、この引っ込め箇所に被覆材料を埋めた後に、最初に望まれた冷却孔輪郭が再び生ぜしめられるようにすることである。
【0011】
【発明の効果】
デフューザ冷却孔を使用することによって、対流性の冷却に使用される冷却空気を、対流性の冷却の後に、冷却フィルムを形成することによって、材料温度を減少させることに大きく寄与させることができる。被覆材料の小部分のために付加的なスペースを設けることによって、フィルム冷却孔は被覆後においても、本来の作用を行う。これによって、孔の部分的な封鎖による冷却空気流の減少及びフィルム冷却効果の減少が阻止される。
【0012】
【発明の実施の形態】
本発明の有利な実施の形態は請求項2〜4及び6〜8に記載したとおりである。
【0013】
有利には、フィルム冷却孔の供給区分は放電加工で、あるいはレーザパーカッション作孔法で形成され、フィルム冷却孔のデフューザ区分は放電加工で形成される。仕切り面の必要な引っ込め量は、有利には、所望の被覆層厚さ,被覆層の方向及び仕切り面の傾斜角度から、被覆材料の凝固条件を考慮して、計算される。被覆は例えば壁の外面に対して垂直な方向から、あるいはまたデフューザ区分の仕切り面に対して垂直な方向から行うことができる。被覆を行う方向に応じて、デフューザ区分の仕切り面における被覆層厚さに対する壁外面における被覆層厚さの比を変化させることができ、したがって被覆を行う方向及び仕切り面の傾斜角度は必要な引っ込め量を定める際に考慮しなければならない。
【0014】
有利には壁は引き続いて導熱性の悪いセラミック、例えばいわゆるサーマル バリア コーティング(TBC)で被覆される。被覆自体は有利にはプラズマスプレーによって行われる。
【0015】
有利には前述のフィルム冷却孔においては、デフューザ区分の第2の内面は被覆層によって被われている部分において、被覆の厚さ,被覆を行う方向,第2の内面の傾斜角度に相応する距離だけ引っ込められており、第2の内面の引っ込め量が、被覆層によって被われている部分への移行範囲内で連続的に減少している。移行は有利には連続的に行われるが、例えば1つの段によって実現することもできる。
【0016】
デフューザ区分の側面が被覆層によって被われている部分において、被覆層の厚さ,被覆を行う方向及び側面の傾斜角度に相応する距離だけ、引っ込められており、側面の引っ込め量が、被覆層によって被われている部分への移行範囲内で連続的に減少しているようにすることも、有利である。本発明の範囲内で、デフューザ区分の第2の内面も、また側面も、既に述べたように、引っ込められていると、特に有利である。
【0017】
本発明の1実施態様では、冷却される壁は中空成形体、特にガスタービン羽根の外壁を形成している。
【0018】
【実施例】
以下においては、図面に示した実施例に基づいて本発明の構成を具体的に説明する。
【0019】
図面においては本発明を理解するのに重要なエレメントだけが示されている。例えば完全な中空成形体及び冷却孔の全体の配置は示されていない。高熱ガス流の流動方向は矢印で示されている。
【0020】
図1及び2はフィルム冷却孔20が下流側に向かって拡開されている公知の幾何形状のデフューザを示す。この場合図1はフィルム冷却孔20を有するガスタービン羽根の中空成形体の壁10の横断面を示す。フィルム冷却孔20は壁10の内面14から外面12に延びている。外面12に沿って高熱ガスが矢印で示した方向に流れる。内面14は圧力下の冷却空気を含有している冷却媒体室の仕切り面である。冷却媒体室の側でフィルム冷却孔は円筒形の供給区分22を有しており、この供給区分の入口の横断面は貫流する冷却空気量を決定する。
【0021】
供給区分22から冷却空気はデフューザ区分24内に流れる。デフューザ区分24は互いに間隔を置いた2つの内面40,42を有している。これらの内面は角度βで互いに拡開している。軸線26は壁10の外面12に対して角度γ1をなしている。デフューザ区分の内面40,42は壁10の外面12に対して角度γ1若しくはγ2=γ1−βをなしている。この場合、典型的にはβは30°よりも小さく、例えば5°と10°との間であり、γ1は5°と50°との間、有利には25°と35°との間である。
【0022】
内面40,42と壁の外面との交差縁は符号50及び52で示されている(図2)。図2に示すように、デフューザ区分は更に側面44及び46を有しており、これらの側面は内面40,42を結合している。両方の側面44,46はデフューザ区分の出口36に向かって軸線26に関して拡散している。これによって冷却空気の側方への拡がりが達成され、これによって壁10の外面12上で個々のフィルム冷却孔20の間においても保護作用を有する冷却フィルムが形成される。
【0023】
デフューザによって冷却空気流は迅速に高熱ガスの流動方向に変向せしめられ、したがって吹き出された冷却空気は保護フィルムとして成形体表面に接触する。この場合吹き出し率は小さく、したがって、冷却空気が流動境界層を貫通する危険はわずかである。
【0024】
図3は本発明によるフィルム冷却孔の1実施例を示す。続いて行われる被覆は方向60で行われ、壁の外面12上に厚さdのセラミックの保護層が形成される。本発明によれば、被覆が行われると、デフューザ区分24が面40と42aとによって仕切られる輪郭になるようにする。厚さd,被覆が行われる方向60及び形成される内面42aの傾斜角度γ2によって、被覆材料の公知の凝固条件を考慮して、必要な引っ込めの大きさ(引っ込め量)が計算される。これによって第2の内面の引っ込められた輪郭42が生ぜしめられる。内面若しくは面40と壁10の外面12との間の縁18の下方の移行範囲48において、デフューザ区分の引っ込められた輪郭は連続的に、引っ込められていない輪郭42aに移行している。移行範囲48の正確な位置は被覆方向60に関連している。
【0025】
フィルム冷却孔20の形成は図示の実施例では、円筒状の供給区分についてはレーザパーカッション法で行われ、デフューザ区分については放電加工法で行われる。しかしながら本発明によれば両方の区分を放電加工で形成することもできる。
【0026】
プラズマスプレー法で被覆が行われた後に、図4に示した被覆された冷却される壁が生じる。この壁10の外面12は厚さdの被覆層16で被われている。デフューザ区分の内面42の引っ込められた部分は所望のオリジナル輪郭42aまで被覆材料で埋められており、これによって、従来の被覆されていない壁のフィルム冷却孔における冷却効果と実際上同一の冷却効果が生ぜしめられる。しかしながら、被覆は冷却空気を節減しかつ高熱ガス流内で使用することを可能にし、これによってガスタービン出力が増大せしめられる。
【0027】
ここで示した実施例においては、単に内面42だけの引っ込めについて記載した。しかし側面44,46の引っ込めも同じように行われる。
【図面の簡単な説明】
【図1】公知技術のフィルム冷却孔を有する冷却される壁の横断面図である。
【図2】図1の方向 II−II で冷却される壁を見た図である。
【図3】本発明によるフィルム冷却孔を有する冷却される壁の被覆前の横断面図である。
【図4】本発明によるフィルム冷却孔を有する冷却される壁の被覆後の横断面図である。
【符号の説明】
10 壁、 12 外面、 14 内面、 16 保護層、 18 縁、 20 フィルム冷却孔、 22 供給区分、 24 デフューザ区分、 26 軸線、 36 出口、 40,42,42a 内面、面、輪郭、 44,46 側面、 48 移行範囲、 50,52 交差縁、 60 方向、 d 厚さ、 β,γ1,γ2 角度
Claims (8)
- 工作物の被覆すべき壁にフィルム冷却孔を形成する方法であって、フィルム冷却孔は流動順序でコンスタントな横断面を有する供給区分と、壁の外面における出口に向かって拡大しているデフューザ区分とを有している形式のものにおいて、
ア 供給区分及びデフューザ区分の形状及び大きさを、冷却空気の所望の吹き出
し率が達成されるように、選択し、
イ 被覆の所望の厚さ及び被覆が行われる方向を選択し、
ウ デフューザ区分の仕切り面が少なくとも部分範囲において、被覆の所望の厚さ,被覆を行う方向及び仕切り面の傾斜角度に相応して、被覆を行う方向に沿って、イの方法段階で選択されたパラメータで被覆が行われた後にアの方法段階で選択されたオリジナル輪郭が生ずるような距離だけ、引っ込められるよう
に、工作物の壁にフィルム冷却孔を形成する、
フィルム冷却孔を形成する方法。 - 方法段階ウにおいてフィルム冷却孔の供給区分を放電加工又はレーザパーカッション作孔法で形成し、フィルム冷却孔のデフューザ区分を放電加工で形成する、請求項1記載の方法。
- 方法段階ウにおいて必要な引っ込め量を、所望の被覆の厚さ,被覆を行う方向及び仕切り面の傾斜角度から、被覆材料の凝固条件を考慮して、計算する、請求項1又は2記載の方法。
- 壁を、方法段階エにおいて導熱性の悪いセラミックの保護層で被覆する、請求項1から3までのいずれか1項記載の方法。
- 外面(12)と、外面(12)上の、それに沿って高熱ガス流が下流側の方向に流れるところの被覆層(16)と、内面(14)と、少なくとも1つのフィルム冷却孔(20)を内部に有している、請求項1から3までのいずれか1項記載の方法によって得られる冷却される壁(10)であって、少なくとも1つのフィルム冷却孔(20)は供給区分(22)と、デフューザ区分(24)と、外面(12)における出口(36)とを有しており、フィルム冷却孔(20)の軸線(26)が、それが下流側に向いた方向に沿った速度成分を有しているように、方向を定められており、デフューザ区分(24)が第1の内面(40)と、それから間隔をおいた第2の内面(42)とを有しており、これらの内面(40,42)は壁の外面と交差しており、第1の内面(40)と壁の外面(12)との交差縁が出口(36)の上流側の縁(50)を形成しており、第2の内面(42)と壁の外面(12)との交差縁が出口の下流側の縁(52)を形成しており、デフューザ区分(24)は側面(44,46)を有しており、これらの側面は第1の内面(40)と第2の内面(42)とを結合していて、デフューザ区分の出口(36)に向かって互いに拡散している、冷却される壁。
- 被覆層(16)が導熱性の悪いセラミックの保護層である、請求項5記載の冷却される壁。
- デフューザ区分(24)の第2の内面(42)が被覆層(16)によって被われている部分において、被覆層(16)の厚さ,被覆を行う方向及び第2の内面(42)の傾斜角度に相応する距離だけ、引っ込められており、第2の内面(42)の引っ込め量が、被覆層(16)によって被われている部分への移行範囲(48)内で連続的に減少している、請求項5又は6記載の冷却される壁。
- デフューザ区分(24)の側面(44,46)が被覆層(16)によって被われている部分において、被覆層(16)の厚さ,被覆を行う方向及び側面(44,46)の傾斜角度に相応する距離だけ、引っ込められており、側面(44,46)の引っ込め量が、被覆層(16)によって被われている部分への移行範囲(48)内で連続的に減少している、請求項5から7までのいずれか1項記載の冷却される壁。
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Families Citing this family (34)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7204019B2 (en) * | 2001-08-23 | 2007-04-17 | United Technologies Corporation | Method for repairing an apertured gas turbine component |
US7008186B2 (en) * | 2003-09-17 | 2006-03-07 | General Electric Company | Teardrop film cooled blade |
US7246992B2 (en) | 2005-01-28 | 2007-07-24 | General Electric Company | High efficiency fan cooling holes for turbine airfoil |
GB2438861A (en) * | 2006-06-07 | 2007-12-12 | Rolls Royce Plc | Film-cooled component, eg gas turbine engine blade or vane |
JP5271688B2 (ja) * | 2008-12-17 | 2013-08-21 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン用部材 |
DE102009007164A1 (de) | 2009-02-03 | 2010-08-12 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Verfahren zum Ausbilden einer Kühlluftöffnung in einer Wand einer Gasturbinenbrennkammer sowie nach dem Verfahren hergestellte Brennkammerwand |
JP2012219702A (ja) * | 2011-04-07 | 2012-11-12 | Society Of Japanese Aerospace Co | タービン翼 |
US8915713B2 (en) * | 2011-09-27 | 2014-12-23 | General Electric Company | Offset counterbore for airfoil cooling hole |
US10100650B2 (en) | 2012-06-30 | 2018-10-16 | General Electric Company | Process for selectively producing thermal barrier coatings on turbine hardware |
US20140161585A1 (en) * | 2012-12-10 | 2014-06-12 | General Electric Company | Turbo-machine component and method |
DE102013214487A1 (de) | 2013-07-24 | 2015-01-29 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Brennkammerschindel einer Gasturbine |
US20160177733A1 (en) * | 2014-04-25 | 2016-06-23 | United Technologies Corporation | Method of forming cooling holes |
GB201419327D0 (en) | 2014-10-30 | 2014-12-17 | Rolls Royce Plc | A cooled component |
US20160186626A1 (en) * | 2014-12-30 | 2016-06-30 | General Electric Company | Engine component and methods for an engine component |
US11313235B2 (en) * | 2015-03-17 | 2022-04-26 | General Electric Company | Engine component with film hole |
DE102015210385A1 (de) | 2015-06-05 | 2016-12-08 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Vorrichtung zur Kühlung einer Wandung eines Bauteils einer Gasturbine |
US10563867B2 (en) * | 2015-09-30 | 2020-02-18 | General Electric Company | CMC articles having small complex features for advanced film cooling |
US10443395B2 (en) * | 2016-03-18 | 2019-10-15 | General Electric Company | Component for a turbine engine with a film hole |
US20170298743A1 (en) * | 2016-04-14 | 2017-10-19 | General Electric Company | Component for a turbine engine with a film-hole |
US20180010457A1 (en) * | 2016-07-08 | 2018-01-11 | General Electric Company | Coupon for hot gas path component having manufacturing assist features |
CN108731030B (zh) * | 2018-08-10 | 2024-02-13 | 宁波大艾激光科技有限公司 | 一种具有复合异型槽气膜冷却结构的燃烧室 |
US11085641B2 (en) | 2018-11-27 | 2021-08-10 | Honeywell International Inc. | Plug resistant effusion holes for gas turbine engine |
EP3981954B1 (en) | 2019-06-07 | 2024-05-01 | IHI Corporation | Film cooling structure and turbine blade for gas turbine engine |
CN111485956B (zh) * | 2020-04-24 | 2022-11-25 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 涡轮导向冷却叶片 |
US11286789B2 (en) | 2020-07-02 | 2022-03-29 | Raytheon Technologies Corporation | Film cooling diffuser hole |
US11674686B2 (en) | 2021-05-11 | 2023-06-13 | Honeywell International Inc. | Coating occlusion resistant effusion cooling holes for gas turbine engine |
US11603769B2 (en) | 2021-08-13 | 2023-03-14 | Raytheon Technologies Corporation | Forming lined cooling aperture(s) in a turbine engine component |
US11673200B2 (en) | 2021-08-13 | 2023-06-13 | Raytheon Technologies Corporation | Forming cooling aperture(s) using electrical discharge machining |
US11732590B2 (en) | 2021-08-13 | 2023-08-22 | Raytheon Technologies Corporation | Transition section for accommodating mismatch between other sections of a cooling aperture in a turbine engine component |
US11542831B1 (en) | 2021-08-13 | 2023-01-03 | Raytheon Technologies Corporation | Energy beam positioning during formation of a cooling aperture |
US11898465B2 (en) * | 2021-08-13 | 2024-02-13 | Rtx Corporation | Forming lined cooling aperture(s) in a turbine engine component |
US11813706B2 (en) | 2021-08-13 | 2023-11-14 | Rtx Corporation | Methods for forming cooling apertures in a turbine engine component |
US11913119B2 (en) | 2021-08-13 | 2024-02-27 | Rtx Corporation | Forming cooling aperture(s) in a turbine engine component |
CN117823234B (zh) * | 2024-03-05 | 2024-05-28 | 西北工业大学 | 一种陶瓷纤维层叠的双空腔气冷涡轮工作叶片结构 |
Family Cites Families (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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GB2127105B (en) * | 1982-09-16 | 1985-06-05 | Rolls Royce | Improvements in cooled gas turbine engine aerofoils |
US4738588A (en) * | 1985-12-23 | 1988-04-19 | Field Robert E | Film cooling passages with step diffuser |
US4684323A (en) | 1985-12-23 | 1987-08-04 | United Technologies Corporation | Film cooling passages with curved corners |
US5039562A (en) * | 1988-10-20 | 1991-08-13 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Method and apparatus for cooling high temperature ceramic turbine blade portions |
US5216808A (en) | 1990-11-13 | 1993-06-08 | General Electric Company | Method for making or repairing a gas turbine engine component |
JP3170135B2 (ja) * | 1994-02-18 | 2001-05-28 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン翼の製造方法 |
DE19536312C1 (de) | 1995-09-29 | 1996-05-09 | Mtu Muenchen Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines mehrlagig beschichteten Bauteils mit Bohrungen |
US5771577A (en) * | 1996-05-17 | 1998-06-30 | General Electric Company | Method for making a fluid cooled article with protective coating |
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