JP4486201B2 - 優先冷却タービンシュラウド - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術の分野】
本発明は概括的にはガスタービンエンジンに関するもので、さらに具体的にはタービンシュラウドとその内側の動翼先端に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンでは、空気を圧縮機で圧縮し、燃焼器で燃料と混合・点火して高温燃焼ガスを発生し、高温燃焼ガスは１段又は数段のタービンを通して下流に流れ、タービン段で燃焼ガスからエネルギーが抽出される。高圧タービン（ＨＰＴ）が燃焼器から最初に燃焼ガスを受入れて圧縮機を駆動するためのエネルギーを抽出する。ＨＰＴに続いて低圧タービン（ＬＰＴ）が追加エネルギーを抽出して出力エネルギーを与えるが、このエネルギーは典型的な航空機ガスタービンエンジン用途では圧縮機上流のファンを駆動するの使用されるのが通例である。
【０００３】
ＨＰＴには、周方向に隔設された複数の静翼を有する静止タービンノズルが含まれており、静翼は燃焼器からの燃焼ガスの排出量を制御する。ＨＰＴには、周方向に隔設された複数のタービン動翼を有する１段以上のロータも含まれており、動翼は支持ロータディスクから半径方向外側に延在する。動翼は翼形部を含んでおり、翼形部はノズルからの燃焼ガスを迎入れて、ロータディスクを回転しひいては圧縮機を回転させるためのエネルギーを燃焼ガスから抽出する。翼形部は通例中空で、その内部に内部冷却回路を有しおり、動翼を冷却するため内部冷却回路に圧縮機からの圧縮抽気の一部を流す。
【０００４】
動翼の周囲は、環状タービンシュラウドであって周囲のステータケーシングに固定されている。シュラウドは動翼先端の上方に近接して懸架されており、動翼先端との間に僅かなギャップ、すなわち先端クリアランスをもたらす。先端クリアランスは、そこからの燃焼ガスの漏れの量を最小限にするとともにエンジンの作動効率を最大限に発揮すべく、作動時にそこでの効果的な流体シールを与えるようにできるだけ小さくしなければならない。しかし、動翼と周囲タービンシュラウドとの熱膨張収縮差のため、動翼先端がシュラウドの内面を摩擦して摩耗をひき起こすことがたまにある。
【０００５】
動翼先端は動翼の半径方向最外端にあって高温燃焼ガスに直接暴露されるので、その冷却が困難で、そのため動翼の寿命が制限される。動翼先端は典型的には翼先端床から外側に延在した翼形部の正圧側面と負圧側面のスクイーラリブ延長部の形態をしている。リブを伝導冷却するため、翼先端床の下に冷却空気を導く。また、露出リブをフィルム冷却するため翼先端床を貫通する冷却孔を設けてもよい。
【０００６】
タービンシュラウドも高温燃焼ガスに暴露されるので、タービンシュラウドも圧縮機からの圧縮空気の一部を抽気して冷却されるが、冷却抽気はタービンシュラウドの半径方向外側表面をインピンジメント冷却するように導かれる。タービンシュラウドは通例シュラウドを半径方向に貫通したフィルム冷却孔も含んでおり、シュラウドの内面を冷却すべくシュラウドの半径方向内面の出口から冷却空気がフィルム状に放出される。
【０００７】
これらの冷却孔は、シュラウドを通過する冷却空気がシュラウドの軸方向前端と後端の間で一様に放出されるようなパターンで配設される。動翼先端及びタービンシュラウドの冷却に用いられる冷却空気は効果が限られており、エンジンの総合効率を減らす。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
従って、タービン動翼先端と協働してシュラウドと動翼先端の冷却を改善する改良タービンシュラウドを提供することが望ましい。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
タービンシュラウドは、前端と反対側の後端とそれらの間の中央部とを有するパネルを含んでいる。パネルを通して冷却空気を導くため複数の冷却孔がパネルを貫通している。優先冷却を達成すべく、冷却孔はパネル中央部の後方においてパネル中央部の前方よりも高い密度のパターンで配設される。
【００１０】
【発明の実施の形態】
図１に示したのは、長手方向つまり軸中心線１２に関して軸対称形のガスタービンエンジン１０である。このエンジンは、周囲空気を圧縮して圧縮空気１６を生ずる従来の多段軸流圧縮機１４を含んでいる。
【００１１】
圧縮機１４は、環状燃焼器１８（後方部を示す）と連通して配置されている。圧縮機からの圧縮空気の大部分は燃焼器内で燃料と混合・点火され、高温燃焼ガス２０を発生し、燃焼ガスは燃焼器内を下流方向に流れる。燃焼ガスは、燃焼器から排出されて高圧タービン（ＨＰＴ）２２に入り、ＨＰＴは圧縮機１４を駆動するためのエネルギーを燃焼ガスから抽出する。
【００１２】
ＨＰＴ２２は、燃焼器から燃焼ガスを迎入れて転向させるため、燃焼器の排出端に隣接した環状ステータノズル２４を含んでいる。ノズル２４は従来通りであり、周方向に隔設された複数の静翼を含んでおり、これらの静翼はその半径方向外端及び内端が対応する環状外側及び内側バンドに装着されている。ノズルのすぐ下流は１列のタービン動翼２６であり、動翼２６は支持ロータディスク２８から半径方向外側に延在し、ディスク２８は従来通り構成され圧縮機１４を駆動すべく圧縮機に連結されている。
【００１３】
図２にさらに示す通り、各々のタービン動翼２６は中空であり、従来通り動翼を冷却するため圧縮機から抽出された圧縮空気１６の一部を受入れる慣用の構成をしている。動翼の翼形部はロータディスクから半径方向外側に延在しており、概略凹形の正圧側面３０と周方向に反対側の概略凸形の負圧側面３２とを有する。正圧側面と負圧側面は、軸方向に相対する前縁３４と後縁３６で一つにつながっている。動翼の半径方向最外端に、翼形部両側面のリブ延長部があってその間に開放先端キャビティを残した形態の動翼先端３８が画成している。
【００１４】
まず図１に示した通り、静止タービンシュラウド４０がタービン動翼２６の列を周方向に包囲していてハンガ４２に適当に結合されており、ハンガ４２は周囲のステータケーシング４４内に従来通り装着されている。ＨＰＴ２２の下流には、低圧タービン（ＬＰＴ）のタービンノズル４６（一部を示す）が配置され、ＬＰＴは１段以上の低圧タービン動翼（図示せず）を含んでおり、動翼は例示的な航空機ガスタービンエンジン用途ではファン（図示せず）の駆動に使用し得る。
【００１５】
図２にさらに詳しく示した通り、タービンシュラウド４０はタービン動翼２６の上方に装着され、動翼先端３８と共に所定の先端クリアランスつまりギャップＧを与える。先端クリアランスは、作動時にそこからの燃焼ガス２０の漏れを最小限にすべく、動翼先端とタービンシュラウド間の流体シールをもたらすように実現可能なだけ小さくされる。
【００１６】
タービンシュラウドは通例複数の周方向に隣接した弧状パネル４８で形成される。各パネルは半径方向内面５０を有しており、この内面は半径方向内側に動翼先端３８に面していて、動翼先端と共に先端クリアランスＧを画成する。各パネルは反対側の半径方向外面５２も有しており、この外面のインピンジメント冷却のため圧縮空気１６の一部が慣用方式で適当に導かれて該表面に衝突する。
【００１７】
各パネルは軸方向に離隔した前端５４と後端５６も有しており、それらの間に内面及び外面が延在し、パネルを図１に示すハンガ４２で従来通り支持するため、周方向に延在する前方フック５８がパネル前端部の外面に一体結合し、周方向に延在する後方フック６０が後端部のパネル外面に一体結合している。
【００１８】
本発明以外では、図２に示すタービンシュラウド４０は任意の慣用構成を取り得るが、本発明では、その冷却性能を高めるため改変される。
【００１９】
図３に、回転中の個々の動翼２６でみられる燃焼ガス２０の相対的な入口温度分布の一例を示す。図３の左側に示す通り、温度分布は概して中央ピーク形、つまり概略放物線形であり、最高温度Ｔ_max は通例翼形部翼幅つまり半径方向高さの約５０〜７０％域にある。０％は翼形部根元６２であり１００％は翼形部の半径方向に最も外側の部分つまり先端３８である。
【００２０】
作動中翼形部正圧側面３０でみられる対応ガス温度パターンを図３の中央に示し、負圧側面３２でみられるガス温度パターンを図３の右側に示す。
【００２１】
翼形部の遭遇するガス温度パターンは動翼の前縁３４では中央ピークであるのが通例であるが、周方向に隣り合った翼形部間での二次流れ場によって正圧側面壁３０の翼先端部での温度分布がかなり変形する。正圧側面先端部でのガス温度は負圧側面先端部での温度よりもかなり高く、翼先端では前縁３４から後縁３６にかけてかなりの勾配で増大する。
【００２２】
対応した温度勾配が動翼先端の直上のタービンシュラウドでもみられる。図３に示す通り、動翼先端３８上方の燃焼ガス温度は、正圧側動翼前縁の後方でかなり増加する。そのため、図２に示す通り、動翼先端３８及びタービンシュラウド４０は共に、それらの軸方向前端から中央部にかけては比較的低温の燃焼ガスに暴露されるが、中央部では二次流れ場によって正圧側面温度がかなり高まる。
【００２３】
従って、動翼先端３８とタービンシュラウド４０は共にそれらの中央部から軸方向後端にかけて比較的高い燃焼ガス温度に接する。動翼先端及びタービンシュラウドの従来の冷却は軸方向に一様であるのが通例であり、これらの部品が特にその後方部分で過熱されないように十分な冷却空気が供給されていた。それに応じて、それらの前方部分は、それらの受ける燃焼ガスが比較的低温であることから、比較的多大な冷却を受ける。
【００２４】
本発明によれば、シュラウド４０の後端５６近辺においてその反対側の前端５４近辺よりも多くの冷却空気１６をシュラウドを通して導くことによって、図２に示すタービンシュラウド４０の改良冷却方法が提供される。
【００２５】
図４及び図５に示す通り、各シュラウドパネル４８は、その周方向の両端間に延在するとともに軸方向に前端５４と後端５６の間に延在する中央部６４も含んでいる。優先冷却をなすべくパネルの後端５６近辺において前端５４近辺よりも多くの冷却空気１６を半径方向にパネルを通して導くため、例えば複数のフィルム冷却孔６６の形態の手段が設けられる。冷却孔６６は、冷却空気を通すとともにフィルム冷却用の冷却空気のフィルムをパネル内面５０に沿って下流に放出するための、パネル４８を貫通した傾斜円孔のような任意の従来形状を有し得る。
【００２６】
図４及び図５に示す通り、冷却孔６６は、パネル中央部６４の後方においてその前方よりも高い孔密度を有するパターンで軸方向及び周方向に隔設された孔として配設される。かくして、利用し得る冷却空気を優先的に集中させることが最も必要とされる場所に、単位表面積当たりより多くの孔６６及び単位表面積当たりより多くの冷却空気を提供し得る。
【００２７】
冷却孔６６は、パネルにおいて、軸方向には中央部６４と後端５６の間、周方向には隣合うパネルの端と端の間に、好ましくは一様なパターンで隔設される。こうすると、冷却孔６６は、冷却空気１６をシュラウド内面５０に沿ってその中央部６４と後端５６の間で横方向にフィルム冷却用の実質的に一様な冷却空気の層（つまりブランケット）が達成されるように分布させるのに有効である。
【００２８】
冷却孔６６は好ましくは、総合的に中央部６４の後方において中央部の前方よりも多くの冷却空気をパネルを通して導くような直径ももつ。これに応じて、冷却孔６６は中央部６４の後方で中央部の前方よりも大きな総合流れ面積を有する。
【００２９】
図２及び図４及び図５に示す例示的な実施形態では、パネル内面５０は中央部６４と前端５４の間で無孔である。こうすると、パネル外面５２に衝突した冷却空気１６は、パネル中央部６４の後方においてのみ冷却孔６６を通って先端ギャップＧに入る。別の実施形態では、パネル４８は、パネル中央部６４と前端５４の間に半径方向にパネルを貫通する追加的なフィルム冷却孔６６を含んでいてもよいが、好ましくは、中央部６４の後方での密度よりもかなり小さな密度のパターンで設けられる。
【００３０】
パネル外面５２上の冷却空気１６の所与の圧力に対して、図３に示した通り前縁下流の翼形部正圧側面でみられる燃焼ガス２０の温度勾配の増大に対応して、パネル中央部６４と後端５６の間でパネルの増強された冷却が得られる。冷却空気１６は、パネル後方部でみられる燃焼ガスの温度勾配の増大を直接的に解消すべく、軸方向にみてシュラウドパネル４８の後方部に優先的に配分される。このように、利用可能な冷却空気１６は、燃焼ガス温度勾配による局所的に大きな入熱に対する適合性に優れる。シュラウドパネルの前方部は図３に示す通り比較的低い燃焼ガス温度を受けるので、適当な寿命を得るのに必要な冷却は少なくてすむ。
【００３１】
シュラウドパネルの前方部でのフィルム冷却孔は、その効果的な冷却の必要性によっては無くしてもよいし、減らしてもよく、優先冷却のためシュラウドパネルの後方部におけるフィルム冷却孔の密度はそれに応じて増加される。
【００３２】
図１及び図２に示す通り、シュラウドパネルの前端５４は動翼前縁３４の上流に延在し、ＨＰＴノズル２４の外側バンドに隣接している。シュラウドパネルの後端５６は動翼後縁３６の下流に延在し、ＬＰＴノズル４６の外側バンドに隣接している。動翼前縁に対するシュラウド前方延長部は通例動翼後縁からのシュラウド後方延長部よりも軸方向に長い。
【００３３】
その結果、シュラウドパネルの前方部は、図３に示した温度分布の１００％翼幅高さに対応する比較的低温の燃焼ガスを受ける。しかし、上述の燃焼ガスの二次流れ場のため、動翼正圧側面３０の燃焼ガスの温度は動翼の前縁の後方及びその先端３８付近でかなり増大し、そのためシュラウドの対応部分も比較的高い温度に暴露される。シュラウド中央部６４はそのため個々の具体的なエンジン用途に応じて、燃焼ガスにおける二次流れ場によって生じる軸方向温度勾配が増加し始める領域に対応したシュラウドパネルの前端と後端の間の軸方向中間部として決定し得る。
【００３４】
図２及び図４及び図５に示す通り、好ましいパネル増強冷却の開始されるパネル中央部６４は、好ましくは、動翼先端３８の前縁３４の下流つまり後方に配置される。タービンシュラウド４０の外の冷却空気１６の所与の圧力に対して、パネル中央部６４後方の冷却孔６６の高い密度及び総合流れ面積は、図３に示した動翼先端付近の動翼正圧側面にみられる燃焼ガス温度勾配の増大に対応して、動翼先端３８及びタービンシュラウド４０のある限られた軸方向域に冷却効率を集中させる。このようにして、利用可能な冷却空気を、タービンシュラウドの軸方向範囲に沿って最も冷却が必要とされる場所で一段と効果的に利用できる。タービンシュラウドは、所定の中央部６４の前方に、タービンシュラウド前方部の最小限のフィルム冷却をもたらす少数のフィルム冷却孔６６を有していてもよい。
【００３５】
タービンシュラウドを通例行われているようにその前端から後端まで実質的に一様に冷却する代わりに、タービンシュラウドの前方部よりも後方部において多大な冷却を確保すべく冷却孔６６をシュラウド中央部６４の後方に優先的に集中する。こうすると、最も冷却が必要とされるタービンシュラウド後方部を多めに冷却するとともに冷却の必要性が比較的少ないタービンシュラウド前方部を少なめに冷却するように、限られた利用可能な冷却空気を一段と効率的に利用することができる。
【００３６】
図２に示す通り、冷却孔６６のパターンは好ましくは、冷却空気１６を半径方向内側にシュラウド４０を通してシュラウドとタービン動翼先端３８の間の先端ギャップＧ内に動翼前縁３４の後方に放出すべく、シュラウド中央部６４の後方に配置される。このようにして、動翼先端３８をその後縁３６近辺において前縁３４近辺よりも多くの冷却空気で優先的に冷却し得る。
【００３７】
従って、タービンシュラウド４０の後方部を通して冷却空気を優先的に導くことは、タービンシュラウド自体を優先的に冷却するためだけでなく、正圧側面でみられる温度勾配の増加に対して動翼先端３８を優先的に冷却するのにも有効である。
【００３８】
図３に示した通り、動翼先端３８での温度勾配は、動翼先端の前縁と後縁の間の中間部（つまり翼弦中央部）において正圧側面３０の前縁３４の後方で増加する。図４及び図５に示した冷却孔６６の高密度のパターンは、好ましくは、動翼先端３８の外側（つまり上方）で、所定の翼弦中央位置と後縁３６の間に配置される。
【００３９】
上述の通り、冷却孔６６の高密度パターンは、正圧側面３０に沿っての燃焼ガスの温度勾配の増加に暴露される動翼先端部分の上方に優先的に集中している。集中した冷却孔６６からの増加した体積の冷却空気は、この領域での燃焼ガスの温度勾配の増加に対する動翼先端及びタービンシュラウドの冷却を改善する。燃焼ガスの温度勾配の増加のみられないタービンシュラウド中央部６４の前方と動翼先端の翼弦中央部前方ではそれに応じて必要な冷却空気は少なくてすむ。
【００４０】
従って、タービンシュラウド及び動翼先端の後方部にそれらの前方部に比して多量の冷却空気を優先的に配分することによるタービンシュラウド及び動翼先端の優先冷却は、利用可能な冷却空気を有効利用する。タービンシュラウド及び動翼先端の冷却効率の向上及びそれらの温度の低下が達成でき、或いはこれらの部品の所与の最高温度作動での冷却空気量の低減を達成し得る。かくして、タービンシュラウド及び動翼先端の寿命を延ばすことができる。
【００４１】
さらに、パネル内面５０は面からへこんだ複数の離隔したディンプルもしくはスロット（図示せず）を含んでいてもよく、冷却孔６６の１又はそれ以上がそこを終点としていてもよい。陥凹状ディンプル及びスロットは、動翼先端と接触しかねないパネル内面の表面積を減らす。これは翼先端接触時の摩擦加熱を減らし、それによって冷却孔が閉ざされないように保護する。
【００４２】
以上、本発明の好ましい例示的実施形態と考えられるものを説明したが、それらの様々な改変が本発明の範囲内で可能であることはもちろんである。
【００４３】
本発明の好ましい例示的な実施形態と考えられるものを本明細書中で説明したが、以上の説明から、当業者には、本発明のその他の変更は明らかであろう。従って、本発明の真の技術的思想及び範囲に属するかかる変更すべてが特許請求の範囲で保護されることを望むものである。
【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タービンシュラウドを有するガスタービンエンジンのタービン部の部分断面軸方向図である。
【図２】 タービン動翼の先端上方に隔置された図１に示したタービンシュラウドの一部の拡大軸方向断面図である。
【図３】 図１に示した動翼の正圧側面と負圧側面における相対的な入口温度分布の一例を示す概略図である。
【図４】 図２に示したタービンシュラウドの外面を線４−４に沿って見た場合の半径方向外向き平面図である。
【図５】 図２に示したタービンシュラウドの内面を線５−５に沿って見た場合の半径方向内向き平面図である。
【符号の説明】
２６ タービン動翼
３０ 正圧側面
３２ 負圧側面
３４ 前縁
３６ 後縁
３８ 動翼先端
４０ タービンシュラウド
４８ 弧状パネル
５０ パネル内面
５２ パネル外面
５４ パネル前端
５６ パネル後端
５８ 前方フック
６０ 後方フック
６４ パネル中央部
６６ 冷却孔

Claims (6)

1. 前端（５４）と反対側の後端（５６）とそれらの間の中央部（６４）とを有するパネル（４８）、及び
   冷却空気を導くためパネル（４８）を貫通した複数の冷却孔（６６）であって上記中央部の後方において中央部の前方よりも高い密度のパターンで配設された複数の冷却孔（６６）
   を含み、
   前記複数の冷却孔（６６）が、総合的に中央部（６４）の後方において中央部の前方よりも多くの冷却空気をパネル（４８）を通して導く寸法を有することを特徴とするタービンシュラウド（４０）。
2. 前記複数の冷却孔（６６）が、パネル（４８）において周方向にかつ中央部（６４）と後端（５６）の間で軸方向に隔設されている、請求項１記載のシュラウド。
3. 前縁（３４）と後縁（３６）の間に延在しかつシュラウド（４０）から半径方向に離隔してシュラウドとの間に先端ギャップを画成する半径方向外側先端（３８）を各々有する１列のタービン動翼（２６）と組み合わせた請求項２に記載のシュラウドであって、
   前記パネル前端（５４）が先端前縁（３４）の前方に隔置されており、
   パネル後端（５６）が先端後縁（３６）の後方に隔置されており、しかも
   パネルを貫通した複数の冷却孔（６６）の前記高い密度のパターンが動翼先端の翼弦中央部と後縁（３６）の間の上方に配設されている、シュラウド。
4. 前縁（３４）と後縁（３６）の間に延在する半径方向外側先端（３８）を各々有する１列のタービン動翼（２６）を囲むタービンシュラウド（４０）であって、
   動翼先端（３８）に面していて動翼先端（３８）と共に先端ギャップを画成する内面（５０）と、反対側の外面（５２）と、先端の前縁近辺に配置可能な前端（５４）と、先端の後縁近辺に配置可能な後端（５６）と、前端と後端との中間に位置し動翼先端の翼弦中央部近辺に配置可能な中央部（６４）とを有するパネル（４８）、
   パネルを支持するためパネルの前端及び後端のそれぞれと一体結合した前方フック（５８）及び後方フック（６０）、及び
   冷却空気を導くため上記パネルの外面（５２）と内面（５０）を貫通した複数の冷却孔（６６）であって中央部（６４）の後方において中央部の前方よりも高い密度のパターンで配設された複数の冷却孔（６６）
   を含み、
   前記複数の冷却孔（６６）が、総合的に中央部（６４）の後方において中央部の前方よりも多くの冷却空気をパネル（４８）を通して導く寸法を有することを特徴とするタービンシュラウド（４０）。
5. 冷却孔（６６）は中央部（６４）の後方で中央部の前方よりも大きい総合流れ面積を有する、請求項４記載のシュラウド。
6. シュラウドパネル（４８）における冷却孔パターンが、冷却空気を動翼先端（３８）上方の先端ギャップ内に動翼先端の前縁（３４）の後方に放出するように位置づけられている、請求項４記載のシュラウド。

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