JP4450570B2 - タービンブレード先端領域の温度を低下させる方法及び装置 - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本出願は、一般的にガスタービンエンジンのロータブレードに関し、より具体的には、ロータブレード先端の温度を低下させる方法及び装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンのロータブレードは、一般的に前縁及び後縁と、正圧側面と、負圧側面とを備える翼形部を含む。正圧及び負圧側面は、翼形部前縁及び後縁において接合され、かつ冷却空洞が内部に形成されるように翼形部根元と先端との間で半径方向スパンにわたって延びる。翼形部先端と固定ステータ構成部品との間の燃焼ガス漏洩を減少させるのを促進するために、翼形部は、翼形部先端から半径方向外向きに延びる先端領域を含む。
【０００３】
翼形部先端領域は、翼形部前縁から後縁まで延びる第１先端壁とこれもまた翼形部前縁から延びて翼形部後縁において第１先端壁と接合される第２先端壁とを含む。先端領域は、ロータブレードがステータ構成部品を擦過する場合、翼形部に対する損傷を防止する。
【０００４】
作動中、回転するロータブレードに衝突する燃焼ガスは、熱をブレード翼形部及び先端領域に伝達する。時の経過とともに、高温での連続運転は、翼形部先端領域に熱疲労を生じさせる可能性がある。翼形部先端領域の作動温度を低下させるのを促進するために、少なくとも一部の公知のロータブレードは、先端壁内にスロットを含み、より低い温度の燃焼ガスが先端領域を通って流れることができるようにする。
【特許文献１】
米国特許第６３８２９１３号
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
ロータブレード先端に対する熱疲労を最小にするのを促進するために、少なくとも一部の公知のロータブレードは、ロータブレード先端を冷却するために、冷却空気を冷却空洞から吐出すことができる複数の先端開口を用いている。ロータ内に組み付けられた後、ロータブレードは、一般的にロータの指定された直径にまで組立体として研削される。組立体の研削の間及びエンジン作動の間、先端開口は、スミアにより閉塞された状態になり、従って冷却空洞から吐出されてロータブレード先端を冷却することができる冷却空気の量を減少させる可能性がある。ロータブレード先端開口がスミアにより閉塞された状態でロータを作動させることは、ロータブレード先端の作動温度を上昇させる可能性があり、そのことが後縁先端領域内の熱クリープ、塑性変形、及び酸化物形成の量を増大させる結果となる懼れがある。時の経過とともに、ロータブレード先端開口がスミアにより閉塞された状態での連続運転は、ロータ組立体の有効寿命を縮める懼れがある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明の１つの形態において、ロータブレードの先端部分の作動温度を低下させるのを促進するようにガスタービンエンジン用のロータブレードを製作する方法が提供される。この方法は、 前縁及び後縁において接合されて内部に空洞を形成し、かつロータブレード根元とロータブレード先端プレートとの間で半径方向に延びる第１側壁及び第２側壁を含む翼形部を形成する段階と、その少なくとも一部分がロータブレード第１側壁に対して少なくとも部分的に凹設されて翼形部後縁から翼形部前縁の方向に延びる先端棚を形成するように、ロータブレード先端プレートから第１側壁に沿って延びる第１先端壁を形成する段階とを含む。この方法は更に、ロータブレード後縁において第１先端壁と接合されるように、ロータブレード先端プレートから第２側壁に沿って延びる第２先端壁を形成する段階を含む。
【０００７】
更に別の形態において、ガスタービンエンジン用の翼形部が提供される。この翼形部は、前縁、後縁、先端プレート、第１側壁、第２側壁、第１先端壁、及び第２先端壁を含む。第１先端壁は、翼形部根元と先端プレートとの間で半径方向スパンにわたって延びる。第２側壁は、前縁及び後縁において第１側壁に接合されて、内部に空洞を形成する。第２側壁は、翼形部根元と先端プレートとの間で半径方向スパンにわたって延びる。第１先端壁は、先端プレートから第１側壁に沿って半径方向外向きに延びる。第２先端壁は、先端プレートから第２側壁に沿って半径方向外向きに延びる。第１先端壁は、前縁において第２先端壁に接合される。第１先端壁は、ロータブレード第１側壁に対して少なくとも部分的に凹設されて、翼形部後縁から翼形部前縁の方向に延びる先端棚を形成する。先端棚は、それを貫通して空洞まで延びる少なくとも１つの開口を含む。
【０００８】
本発明の別の形態において、複数のロータブレードを含むガスタービンエンジンが、提供される。各ロータブレードは、前縁、後縁、第１側壁、第２側壁、第１先端壁、及び第２先端壁を備える翼形部を含む。翼形部第１及び第２側壁は、軸方向に前縁及び後縁おいて接合されて、該翼形部の内部に空洞を形成する。第１及び第２側壁は、ブレード根元から先端プレートまで半径方向に延びる。第１先端壁は、先端プレートから第１側壁に沿って半径方向外向きに延びる。第２先端壁は、先端プレートから第２側壁に沿って半径方向外向きに延びる。第１先端壁は、ロータブレード第１側壁に対して少なくとも部分的に凹設されて、翼形部後縁から翼形部前縁の方向に延びる先端棚を形成する。先端棚は、それを貫通して翼形部空洞まで延びる少なくとも1つの開口を含む。
【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は更に、高圧タービン１８、低圧タービン２０、及びブースタ２２を含む。ファン組立体１２は、ロータディスク２６から半径方向外向きに延びるファンブレード２４の配列を含む。エンジン１０は、吸気側２８及び排気側３０を有する。１つの実施形態では、エンジン１０は、オハイオ州シンシナチのGeneral Electric Aircraft Enginesから市販されているＣＴ７型エンジンである。
【００１０】
作動中、空気はファン組立体１２を通って流れ、圧縮された空気は高圧圧縮機１４に供給される。高度に圧縮された空気は、燃焼器１６に送り込まれる。燃焼器１６からの空気流（図１には図示せず）は、タービン１８及び２０を駆動し、またタービン２０は、ファン組立体１２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）に用いることができるロータブレード４０の斜視図である。図３は、ロータブレード４０の一部分の拡大部分斜視図である。１つの実施形態では、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）を形成する。各ロータブレード４０は、中空の翼形部４２と該翼形部４２を公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形のダブテール４３とを含む。
【００１２】
翼形部４２は、第２側壁４４及び第１側壁４６を含む。第２側壁４４は、凸面形であり翼形部４２の負圧側面を形成し、また第１側壁４６は、凹面形であり翼形部４２の正圧側面を形成する。側壁４４及び４６は、前縁４８と該前縁４８の下流にあり軸方向に間隔を置いて配置された翼形部４２の後縁５０において接合される。
【００１３】
第２及び第１側壁４４及び４６は、それぞれ長手方向即ち半径方向外向きに、ダブテール４３に隣接して位置するブレード根元５２から内部冷却チャンバ（図示せず）の半径方向外側境界を形成する先端プレート５４までにわたって延びる。冷却チャンバは、側壁４４と側壁４６との間で翼形部４２内部に形成される。翼形部４２の内部冷却は、当該技術では公知である。１つの実施形態では、冷却チャンバは、圧縮機のブリード空気で冷却される蛇行通路を含む。この例示的な実施形態では、側壁４６は、複数のフィルム冷却開口６０を含み、該フィルム冷却開口６０は、該側壁４６を貫通して延びて冷却チャンバ及び翼形部後縁５０を付加的に冷却するのを促進する。
【００１４】
翼形部４２は更に、複数の後縁開口６２を含む。より具体的には、開口６２は、半径方向に先端プレート５４とブレード根元５２との間で延びて、冷却チャンバからの冷却流体を吐出して翼形部後縁５０を冷却するのを促進する。
【００１５】
翼形部４２の先端領域７０は、時としてスクイーラ先端として知られており、翼形部４２と一体に形成された第２先端壁７２及び第１先端壁７４を含む。第２先端壁７２は、翼形部前縁４８から翼形部第２側壁４４に沿って翼形部後縁５０まで延びる。より具体的には、第２先端壁７２は、先端プレート５４から外端縁７５まで高さ７６だけ延びる。この例示的な実施形態では、第２の先端壁高さ７６は、第２先端壁７２に沿って実質的に一定である。別の実施形態では、高さ７６は、第２先端壁７２に沿って実質的に一定ではない。
【００１６】
第１先端壁７４は、翼形部前縁４８から第１側壁４６に沿って翼形部後縁５０の方向に延びる。より具体的には、第１先端壁７４は、翼形部前縁４８で第２先端壁７２に接合されて、翼形部後縁５０の方向に後方に延びる。第１先端壁７４は、第２先端壁７２から横方向に間隔を置いて配置されているので、上端が開いた先端空洞８０が、先端壁７２及び７４と先端プレート５４とで形成される。第１先端壁７４はまた、先端プレート５４から半径方向外向きに外端縁８２まで高さ８４だけ延びる。この例示的な実施形態では、第１の先端壁高さ８４は、第２の先端壁高さ７６にほぼ等しい。別の実施形態では、第１の先端壁高さ８４は、第２の先端壁高さ７６に等しくない。
【００１７】
第１先端壁７４は、翼形部第１側壁４６から少なくとも部分的に凹設される。より具体的には、第１先端壁７４は、翼形部第１側壁４６から凹設されて先端棚９０が形成されるように、翼形部後縁５０から距離８８の位置において第２先端壁７２と連結される。より具体的には、先端棚９０は、翼形部後縁５０から距離８８の位置にある前方端縁９４から後方に第２先端壁７２に隣接する後縁５０まで延びる。先端棚９０は、第２先端壁外端縁７５から距離９６の位置にある。この例示的な実施形態では、距離９６は、該先端棚９０が先端プレート５４と実質的に同一平面になるように、先端棚の第２の高さ７６とほぼ等しくなっている。別の実施形態では、先端棚９０は、先端プレート５４と実質的に同一平面にない。
【００１８】
この例示的な実施形態では、先端棚９０は、該先端棚９０に沿って軸方向に間隔を置いて配置された複数の先端開口１００を含む。開口１００は、冷却空洞からの冷却流体を吐出して翼形部後縁５０を冷却するように先端棚９０を貫通している。より具体的には、開口１００は、冷却流体を第２先端壁７２に向けて吐出すようになっており、後縁５０に隣接する第２先端壁の領域１１０内の作動温度を低下させるのを促進する。１つの実施形態では、開口１００は、先端棚９０を貫通して垂直にではなく斜めに延びて、第２先端壁の領域１１０に冷却流体を吐出すのを促進する。
【００１９】
作動中、スクイーラ先端壁７２及び７４が、通常の固定ステータシュラウド（図示せず）の直近に配置され、それを通しての燃焼ガスの漏洩を減少させるのを促進する狭い隙間（図示せず）を該ステータシュラウドとの間に形成する。先端壁７２及び７４は、翼形部４２から半径方向外向きに延びる。従って、ロータブレード４０とステータシュラウドとの間に擦過が生じた場合、先端壁７２及び７４のみがシュラウドと接触し、翼形部４２は無傷の状態で維持される。更に、擦過が生じた場合、先端棚の冷却開口１００は、第２先端壁外端縁７５から距離９６だけ離れているので、先端棚の距離９６は、該先端棚９０のスミア、及び開口１００の偶発的な閉塞を減少させるのを促進する。
【００２０】
燃焼ガスは、ブレード先端領域の前縁４８においてタービン流路を通って流れる放物線輪郭を呈すると推定されるので、タービンブレード先端領域７０付近の燃焼ガスは、タービンブレード４０のブレードピッチ線（図示せず）付近のガスよりは低い温度になっている。燃焼ガスはブレード先端領域の前縁４８からブレード後縁５０に向かって流れるので、ピッチ線付近のより高温のガスは、ブレードの回転によりロータブレード先端領域７０及び第２先端壁領域１１０に向けて半径方向に移動する。
【００２１】
先端棚９０は、翼形部正圧側面４６において不連続面を形成し、この不連続面がより高温の燃焼ガスを翼形部第１側壁４６からはく離させ、それによって該高温の燃焼ガスによる熱伝達を減少させるのを促進する。更に、先端棚の開口１００は、冷却空気が内部冷却チャンバから吐出されることができるようにして、後縁５０及び第２先端壁領域１１０に付加的なフィルム及び対流冷却を与える。その上に、側壁のフィルム冷却開口６０は、冷却チャンバから付加的なフィルム及び対流冷却空気を吐出して、冷却チャンバ及び翼形部後縁５０を追加に冷却するのを促進する。複列冷却方式として公知であるフィルム冷却と対流冷却との組み合わせは、後縁５０及び第２先端壁領域１１０の作動温度を低下させるのを促進する。
【００２２】
上述のロータブレードは、費用効果が良くかつ高い信頼性がある。ロータブレードは、翼形部後縁から翼形部前縁の方向に延びる先端棚を含む。先端棚は、翼形部を越えて流れる燃焼ガスを分裂させて、先端棚に対して冷却層を形成するのを促進する。その結果、ロータブレード内のより低温の作動温度が、費用効果が良くしかも信頼性のある方法でロータブレードの有効寿命を延ばすのを促進する。
【００２３】
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】 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ロータブレードの斜視図。
【図３】 図２に示すロータブレードの一部分の拡大部分斜視図。
【符号の説明】
４０ ロータブレード
４４ 第２側壁
４６ 第１側壁
４８ 前縁
５０ 後縁
５４ ロータブレード先端プレート
６０ 側壁のフィルム冷却開口
６２ 後縁冷却開口
７０ 翼形部先端領域
７２ 第２先端壁
７４ 第１先端壁
８０ 先端空洞
９０ 先端棚
１００ 先端棚のフィルム冷却開口

Claims (10)

1. その先端部分（１１０）の作動温度を低下させるのを促進するようにガスタービンエンジン（１０）用のロータブレード（４０）を製作する方法であって、
   前縁（４８）及び後縁（５０）において接合されて内部に空洞を形成し、かつロータブレード根元（５２）とロータブレード先端プレート（５４）との間で半径方向に延びる第１側壁（４６）及び第２側壁（４４）を含む翼形部（４２）を形成する段階と、
   前記ロータブレード先端プレートから前記第２側壁に沿って延び、且つ、前記前縁から前記後縁まで延びる第２先端壁（７２）を形成する段階と、
   前記ロータブレード先端プレートから前記第１側壁に沿って延び、前記前縁において前記第２先端壁に接合され、前記前縁から前記後縁の方向に延びる第１先端壁（７４）であって、前記後縁の前方で前記第２先端壁と連結されて、該第１先端壁の後方に前記後縁まで延びる先端棚（９０）を形成する第１先端壁を形成する段階と、
   を含むことを特徴とする方法。
2. 第１先端壁（７４）を形成する前記段階は、凹面形の翼形部側壁（４６）から延びるように該第１先端壁を形成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. 第１先端壁（７４）を形成する前記段階は、前記先端棚（９０）から前記翼形部空洞内に延びる複数のフィルム冷却開口（１００）を形成する段階を更に含むことを特徴とする、請求項２に記載の方法。
4. 翼形部（４２）を形成する前記段階は、前記後縁（５０）に沿って半径方向に前記翼形部先端棚（９０）と前記ブレード根元（５２）との間で延びる複数の冷却開口（６２）を形成する段階を更に含むことを特徴とする、請求項３に記載の方法。
5. ガスタービンエンジン（１０）用の翼形部（４２）であって、
   前縁（４８）と、
   後縁（５０）と、
   先端プレート（５４）と、
   翼形部根元（５２）と前記先端プレートとの間を半径方向のスパンにわたって延びる第１側壁（４６）と、
   前記前縁及び前記後縁において前記第１側壁に接合されて内部に空洞を形成し、前記翼形部根元と前記先端プレートとの間を半径方向のスパンにわたって延びる第２側壁（４４）と、
   前記先端プレートから前記第１側壁に沿って半径方向外向きに延びる第１先端壁（７４）と、
   前記先端プレートから前記第２側壁に沿って半径方向外向きに延びる第２先端壁（７２）と、
   を含み、
   前記第２先端壁は、前記前縁から前記後縁まで延び、
   前記第１先端壁は、前記前縁において前記第２先端壁に接合され、前記前縁から前記後縁の方向に延び、該後縁の前方で前記第２先端壁と連結されて、該第１先端壁の後方に前記後縁まで延びる先端棚（９０）を形成することを特徴とする翼形部（４２）。
6. 前記第１先端壁（７４）及び前記第２先端壁（７２）は、高さが等しいことを特徴とする、請求項５に記載の翼形部（４２）。
7. 前記先端棚（９０）は、該先端棚を貫通して前記空洞まで延びる複数のフィルム冷却開口（１００）を含むことを特徴とする、請求項５または６に記載の翼形部（４２）。
8. 前記第１の側壁（４６）は、該第１の側壁（４６）を貫通して延びるフィルム冷却孔（６０）を有することを特徴とする請求項５乃至７のいずれか１項に記載の翼形部（４２）。
9. 前記先端棚（９０）は、前記先端プレート（５４）と同一平面上にあることを特徴とする請求項５乃至８のいずれか１項に記載の翼形部（４２）。
10. 複数のロータブレード（４０）を含むガスタービンエンジン（１０）であって、
    各前記ロータブレードは、請求項５乃至９のいずれか１項に記載の翼形部（４２）を含むことを特徴とするガスタービンエンジン（１０）。

Images