JP4546334B2 - 改良された冷却を有するタービンステータ翼 - Google Patents

Description

本発明は、ターボ機械のタービン翼の全般分野に関し、さらに詳細には、一体化された冷却回路を装備したタービンのステータ翼に関する。

知られている方法においては、ターボ機械は、空気と燃料が燃焼する前に混合される燃焼室を有する。このような燃焼室から出るガスは、燃焼室から下流側に流れ、次に高圧タービンに送られ、その後低圧タービンに送られる。各タービンは、タービンロータの全周の周りに間隔を空けている、１つ以上の動翼列（ロータディスクとしても知られる）と交互配置される、１つ以上のステータ翼列（ノズルとしても知られる）を有する。これらタービン翼は、非常に高温の燃焼ガスに晒され、この非常に高温の燃焼ガスは、ガスに直接接触する翼が損傷せずに耐えられる値よりもはるかに高い値まで達して、翼の寿命を制限する結果となる。

この課題を解決するために、このような翼に内部冷却回路を設け、各翼の内側に編成された空気流を形成し、かつ翼を覆って保護膜を生成する目的で翼の壁を貫通する貫通孔を備えることによって、翼温度を低下させることは知られている。

図４および図５は、ある飛行機エンジンのノズルに現在装着されているオープンライナを含む種類の従来の冷却ステータ翼の構造を示す。

翼１０は、外側プラットフォーム１４と内側プラットフォーム１６との間に延びる中空のエアフォイル１２を備える。翼１０は、エアフォイルの内壁とライナの外側との間で環状の周辺空洞２０を画定する内側ライナ１８を含む。ライナの上端１８Ａは、溶接または蝋付けによって翼の外側プラットフォームに気密方式で固定される。内側ライナの底部１８Ｂは、決められた量の隙間を残して、案内ゾーンまたは滑り面１６Ａを介して翼の内側プラットフォームに係合する。この隙間は、組み立てのために必要であり、またライナが熱膨張効果でスライドすることを可能とするために必要である。内壁に固定されるかまたはライナ上のボスによって形成されるスタッド２２が、ライナと内壁との間で一定の空間を維持し、ブリッジ２３が、空洞２０の残りの部分内で翼を補強する。

オープンライナ１８は、多孔タイプであるため、加圧空気源、一般にはターボ機械の圧縮機から送られた冷却空気流が、吸気口２４を通り外側プラットフォーム１４に流入し、ライナ１８の内側に到達して、その一部をライナの多孔を通って逃がし、当たることによってエアフォイル１２の内壁を冷却し、かつブリッジ２３に対しても当たる、周辺空洞２０内の空気噴流を形成する。その後、空気は、後縁またはエアフォイルの腹面に形成された調整孔２６を通って排出され、前記後縁に沿って空気の保護膜を形成する。冷却空気流の残りは、そこを貫通すると冷却する内側プラットフォーム１６を通って出て、出口２８を通り翼の外側に、ディスクなど冷却が必要なエンジンの他の部材に向かって排出される。

全体的には、従来の構造は満足すべきものである。しかし、空気が、ライナを貫通する孔によって、および間接的に漏洩部分によって調整されることによって、エアフォイルの冷却効果が低くなる。さらに、翼の壁全体の温度勾配、特に前縁の近傍で、局所的に大きな温度変化が現われ、これらの変化が径方向応力を発生し、使用の極限条件下で翼の動作に悪影響をもたらす。

したがって、本発明は、温度勾配のこれら大きな変動に伴う欠点を、オープンライナによって冷却されるターボ機械ステータ翼を提案することによって、軽減することを目的とし、翼に作用する径方向応力を大幅に低減する。本発明はまた、オープンライナによって冷却されるそのようなステータ翼を装着するターボ機械タービン全体に関する。

この目的を達成するために、本発明は、前縁、後縁、並びに腹面および背面を有するターボ機械ステータ翼を提供し、このターボ機械ステータ翼は、多孔オープンライナの外壁とステータ翼の内壁との間の環状空洞を画定する多孔オープンライナと、冷却空気を多孔オープンライナの内側に送る吸気口と、ステータ翼からこの冷却空気の一部を排出する排気口とを含み、多孔オープンライナの一端は、ステータ翼に固定され、多孔オープンライナの他端は、固定されず、かつ多孔オープンライナとステータ翼の内壁との間の相対的な熱膨張効果により翼の内側縁部に沿って自由にスライドする。前記多孔オープンライナが、前記多孔オープンライナの２つの定められたゾーンのみに分布する複数の孔を含み、第１の一連の孔は、前縁の内壁に面して配置され、第２の一連の孔は、後縁の内壁に面して配置され、第２の一連の孔におけるライナを貫通する孔は、また、翼のブリッジに対して全く当たらないように配置されることを特徴とする。

この結果、翼の前縁と後縁において冷却に寄与し、ブリッジに対して当たることを制限することによって、局所的な温度勾配は大幅に低減され、同時にエアフォイルの軸方向の応力レベルも低減される。

有利には、前記各第１および第２の一連の孔は、ライナに３列以下の孔を備え、一般には、ライナに単一列の孔を備える。

好ましくは、前記第２の一連の孔は、ライナと後縁の前記内壁との間で最短経路を画定するように配置される。意図された構成において、後縁にずっと沿って空気の保護膜を形成するために、前記第２の一連の孔は、ライナと前記腹面を貫通して形成された調整排出孔との間で、最短経路を画定するように配置してもよい。

本発明の他の特徴および利点は、限定を意味しない本発明の実施形態を示す添付の図面を参照する以下の説明から明らかになる。

図１Ａおよび図２は、冷却される翼１０、例えば、本発明によるターボ機械のタービンノズルのステータ翼を示す。この翼は、外側プラットフォーム１４と内側プラットフォーム１６との間に取り付けられた中空のエアフォイル１２を備える。中空のエアフォイル１２は、外側プラットフォームを介してタービンのケーシング（図示せず）に固定され、外側プラットフォームは、タービンを流れる燃焼ガス流に対して外壁を画定し、流れる燃焼ガス流の内壁は、翼の内側プラットフォームによって画定されるる。

従来、図１の矢印によって示されている燃焼ガスの流れ方向に対して、翼は、前縁１２Ａおよび後縁１２Ｂ、ならびに腹面１２Ｃおよび背面１２Ｄを有すると考えられている。

このようなステータ翼は、非常に高温の燃焼ガスに晒され、したがって冷却される必要がある。この目的のために、従来の方法では、翼１０は、少なくとも１つの多孔オープンライナ１８を含み、このオープンライナ１８は、半径方向の端部のうちの１つを通して冷却空気を供給され、かつ翼の内壁とライナの外壁との間で環状の周辺空洞２０を画定するよう作用する。多孔オープンライナ１８の頂部１８Ａで、ライナは、溶接または蝋付けによって翼の外側プラットフォーム１４に気密方式で固定され、底部１８Ｂで、ライナは、決められた隙間を形成する環状空間を残す案内または滑りゾーン１６Ａを介して、翼の内側プラットフォーム１６に係合される。この空隙は、組み立てのために必要であり、また翼のこれら各種部品の温度が変化するさまざまな様式を仮定し、したがって相互の膨張を仮定して、ライナを作動中にスライドさせるために必要である。この空隙はまた、冷却用空気の漏洩ゾーンを提供し、またこの冷却空気は、ライナを通過後、エアフォイルの腹面を貫通して形成された調整排気孔２６を通して排気され、後縁１２Ｂに沿って空気の保護膜を形成する。吸気口および排気口２４、２８は、外側および内側プラットフォームを通してそれぞれ設けられ、冷却用空気を循環させることができる。

本発明によれば、ライナを貫通する孔は、燃焼ガス流に流れる高温燃焼ガスに対する感度が大きい２つの特定ゾーン、すなわちエアフォイルの前縁と後縁にそれぞれ面するライナの特定ゾーンに集中する。

図２に示すように、前縁１２Ａは、この前縁の内壁１２Ａｉに面して置かれた、ライナの第１の一連の孔３０から出る空気の噴流によって冷却され、これにより、当たることによってエアフォイルのこの内部ゾーンを冷却する。有利には、この第１の一連の孔は、単一列の孔を備える。

後縁１２Ｂは、調整排出孔２６を介して、後縁の内壁１２Ｂｉと実質的に面して置かれたライナの第２の一連の孔３２を通して出る空気噴流が供給されて冷却され、これにより、当たることによって前記ゾーンでエアフォイルの内壁を冷却する。有利には、この第２の一連の孔もまた、単一列の孔を備える。より正確には、図１Ｂで詳細に示すように、これらの孔は、ライナ１８と調整排出孔２６との間で最短経路を形成するように、および翼のブリッジ２３における翼の内壁へ当たることを全くないように配置される。したがって、第１の一連の孔３０を通って出る空気噴流のその部分のみが、前縁で高温の内壁と接触し、また腹面および背面にわたって接触して加熱されるため、調整排出孔を通り抜ける空気は比較的温度が低い。一方、残りの空気は、第２の一連の孔３２を直接通して出る空気噴流から来て、第２の一連の孔３２は、それらが、調整排出孔に到達する前に内壁またはブリッジに対して当たらないので、加熱に晒されない。

温度変化についての本発明の寄与が、図３に示されている。図３は、図１Ａおよび図２に示された種類の低圧ノズルステータ翼における、ガス流の中心部に形成される半径断面、すなわち燃焼ガスの温度が最高の場合の半径断面の展開を示す。

第１の曲線３４は、理論的構成に対応し、ライナを貫通する孔の数は極めて少なく、結果として実質的に全ての冷却流が、ライナと内側プラットフォームとの間に存在する漏れ（すなわち、漏洩部よりもはるかに小さいライナの孔と等価の断面）によって通過する。したがって、この極端な構成において、後縁の近傍の壁のみが適切に冷却され、前縁の近傍の壁はほとんど冷却されないことがわかる。この結果、この位置の温度は、燃焼ガスの温度にかなり近く、したがって材料の許容限界を超える。

第２の曲線３６は、ライナを貫通する孔が、ライナの全面にわたって分布する従来技術の構造に対応する。この構造においては、前縁は、エアフォイルの破壊限定を下回る温度まで適切に冷却されるが、発生する局所的な応力のために翼の強度に有害であり、したがって翼の寿命に有害である温度勾配の点で、かなり大きい差が依然として見られる。

これに対して、本発明（実線で描かれた第３の曲線３８）では、これらの差は著しく低減され、前縁および後縁で数度、典型的には４℃から８℃の温度改善が得られる。さらに、前縁のいずれかの側で、前縁と後縁との間に存在する距離の半分以下に等しい距離（すなわち、横軸の０．５未満の小さな方の部分）にわたって、かなり顕著な改善が、翼の温度勾配に関して得られる。より正確には、０．２から０．４の範囲にある横軸の小さな方の部分に対して、腹面全体にわたる温度勾配が６０℃にもなる改善Δが観察される。

したがって、この構成のライナを貫通する孔を備えることにより、従来技術で過度に冷却された部分がより温められ、不十分に冷却された部分が大きく冷却される。これによって、温度勾配の点でより平衡となる。ターボ機械のタービンのステータ翼について本質的に説明しているが、オープンライナによって冷却されるこのようなステータ翼の構造は、ターボ機械の圧縮機のステータおよび、実際にはターボ機械ケーシングのアームに、容易に適用できることは明らかである。

タービンノズルに対する本発明のステータ翼の縦方向断面図である。 図１の一部の拡大図である。 図１の翼の断面図である。 図２の翼の外側部分の温度変化を表すグラフである。 タービンノズルの従来のステータ翼の垂直断面である。 タービンノズルの従来のステータ翼の垂直断面である。

符号の説明

１０ 翼
１２ エアフォイル
１２Ａ 前縁
１２Ａｉ 前縁の内壁
１２Ｂ 後縁
１２Ｃ 腹面
１２Ｂｉ 後縁の内壁
１２Ｄ 背面
１４ 外側プラットフォーム
１６ 内側プラットフォーム
１６Ａ 案内または滑りゾーン
１８ 多孔オープンライナ
１８Ａ 頂部
１８Ｂ 底部
２０ 周辺空洞
２３ ブリッジ
２４ 吸気口
２６ 調整孔
２８ 排気口
３０ 第１の一連の孔
３２ 第２の一連の孔
３４ 第１の曲線
３６ 第２の曲線
３８ 第３の曲線

Claims (5)

1. 前縁（１２Ａ）と、後縁（１２Ｂ）と、腹面および背面（１２Ｃ、１２Ｄ）とを有するターボ機械ステータ翼であって、該ターボ機械ステータ翼が、多孔オープンライナの外壁とステータ翼（１０）の内壁との間で環状空洞（２０）を画定する多孔オープンライナ（１８）と、該多孔オープンライナの内側に冷却空気を送る吸気口（２４）と、ステータ翼から該冷却空気の一部を排出する排気口（２８）とを含み、多孔オープンライナの一端（１８Ａ）が、ステータ翼に固定され、多孔オープンライナの他端（１８Ｂ）が固定されず、かつ多孔オープンライナとステータ翼の内壁との間の相対的な熱膨張効果によりステータ翼の内側縁部（１６Ａ）に沿って自由にスライドし、前記多孔オープンライナが、前記多孔オープンライナの２つの定められたゾーンのみに分布した複数の孔を含み、第１の一連の孔（３０）が、前縁（１２Ａｉ）の内壁に面して配置され、第２の一連の孔（３２）が、後縁（１２Ｂｉ）の内壁に面して配置され、第２の一連の孔において多孔オープンライナを貫通する孔が、またステータ翼のブリッジ（２３）に対して全く当たらないように配置されることを特徴とする、ターボ機械ステータ翼。
2. 前記各第１および第２の一連の孔が、多孔オープンライナを貫通する３列以下の孔（３０Ａ、３０Ｂ、３０Ｃ）、一般には多孔オープンライナを貫通する単一列の孔を備えることを特徴とする、請求項１に記載の翼。
3. 前記第２の一連の孔が、多孔オープンライナと後縁の前記内壁との間で最短経路を画定するように配置されることを特徴とする、請求項２に記載の翼。
4. 前記第２の一連の孔が、多孔オープンライナと前記腹面を貫通して形成される調整排出孔（２６）との間で最短経路を画定するように配置され、前記後縁に沿って空気の保護膜を形成することを特徴とする、請求項２に記載の翼。
5. 請求項１から請求項４のいずれか一項に記載の各多孔オープンライナによって冷却される複数のステータ翼を含むことを特徴とする、ターボ機械タービン。

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