JP4716375B2 - 鈍頭翼端タービンブレード - Google Patents

Description

本発明は、一般に、ガスタービンエンジンに関し、より具体的には、タービンブレードの冷却に関する。

ガスタービンエンジンでは、空気が圧縮機で加圧され、燃焼器で燃料と混合されて、高温燃焼ガスが生成される。エネルギーが、複数のタービン段でガスから引き出され、そのタービン段が、圧縮機に動力を供給し、航空機ターボファンエンジン用途では上流のファンに動力を供給するなどの有効な仕事を生成する
各タービン段は、支持ロータディスクから外径方向へ延出するタービンロータブレードの対応する列を通して、燃焼ガスを導く静止タービンノズルを備える。

ステータベーンおよびロータブレードは、それらを作動中に冷却するために圧縮機から抽出された空気を使用する内部冷却回路をその中に有する中空エーロフォイルを備える。ベーンおよびブレードの各段は、作動中、燃焼ガスがタービンを通って下流へ向かって流れる時、燃焼ガスから最大のエネルギーを引き出すために、それぞれ異なる形状になっている。各ブレードおよびベーンはまた、その正圧および負圧側面上を燃焼ガスが下流に向かって流れる時の燃焼ガスからの様々な熱負荷に対して個別に仕立てられたそれぞれ異なる冷却構成を有する。

通常のタービンブレードは、外径翼端が、それを取り巻くタービンシュラウドに近接して離隔配置され、それらの間に小さな空隙または間隙を形成するエーロフォイルを備える。作動中、燃焼ガスがタービンブレードの正圧および負圧側面上を流れ、燃焼ガスのほんの一部が狭い翼端間隙を通ってブレード端を越えて漏洩する。

ブレード翼端は冷却するのが特に難しい。というのは、翼端は、前縁と後縁の間のエーロフォイルの正圧および負圧の両側面、ならびに翼端−シュラウド間隙内の翼端自体上の高温燃焼ガスに曝されるからである。

ブレード翼端は、時々、それを取り巻くタービンシュラウドと翼端擦過接触を生じるので、翼端は、通常、正圧側壁および負圧側壁が翼端床面から外径方向に延びた、丈の低いスキーラリブ延長部を備える。そのスキーラリブ延長部は、外側に向かって開口する翼端窪みを画定する。翼端床面は、エーロフォイルの内部冷却回路の外径側の境界を画定し、作動中の翼端冷却の困難さをさらに助長するスキーラリブがその外側に配置される。

したがって、タービンブレード翼端は、エンジンで長時間使用されると酸化され、それに対応する修理をエンジンの整備休止中に行う必要があり得る。ブレード翼端の酸化損傷は、一般に、作動中のブレードの有効寿命に限界を与えると共に、ブレード翼端が作動中に酸化、磨耗し、それに対応してブレード翼端間隙が広がるので、タービン効率を低下させる。

ブレード翼端冷却の顕著な２つの改善が、本出願人の米国特許第５，２６１，７８９号および第６，６７２，８２９号に記載されている。前者の特許では、作動中、翼端を冷却空気膜で遮蔽して、翼端上の燃焼ガスの半径方向の流れから保護することによって翼端の冷却を向上させるために、タービンブレードの正圧側に沿って翼端棚を導入して、正圧側のスキーラリブを内側に段違いにする。

後者の特許は、翼端棚位置で形成される冷却空気膜を保護して翼端性能を向上するために、翼端棚位置で傾斜する正圧側スキーラリブを開示している。

しかし、ブレード翼端は、時々、それを取り巻くタービンシュラウドと翼端擦過接触を生じるので、スキーラリブは、ブレード翼端性能効率、および翼端棚冷却効果の両方に影響を及ぼす擦過磨耗を蒙る。
米国特許第４１４２８２４号 米国特許第４１９７４４３号 米国特許第４６８４３２３号 米国特許第４７６２４６４号 米国特許第４８９３９８７号 米国特許第４９９２０２５号 米国特許第５２６１７８９号 米国特許第５２８２７２１号 米国特許第５４７６３６４号 米国特許第５５６４９０２号 米国特許第５６６０５２３号 米国特許出願第１０／９３７６４２号 米国特許第５７２０４３１号 米国特許第６０５９５３０号 米国特許第６０８６３２８号 米国特許第６１６４９１４号 米国特許第６２２４３３６号 米国特許第６５２７５１４号 米国特許第６５５４５７５号 米国特許第６５９５７４９号 米国特許第６６７２８２９号 米国特許第６７９０００５号

したがって、翼端の擦過接触に拘わらず良好な翼端冷却を有するタービンブレードを実現することが望まれる。

タービンエーロフォイルは、対向する正圧側壁および負圧側壁を有し、前縁と後縁両端間の翼弦内、および翼根から外側翼端キャップまでの翼長内に延在する。翼端キャップは両側壁を架橋し、溝が、正圧側壁に沿って、翼端キャップの下側に、翼弦方向に延在する。

本発明は、その他の目的および利点と共に、好ましい例示的な実施形態に従い、添付図面に即して以下の詳細な説明により詳しく記述されている。

図１に、ガスタービンエンジン用タービンロータブレード１０を示す。ブレードは、内径側翼台１４およびダブテール１６に順次一体に繋がる中空のエーロフォイル１２を有する。代表的なダブテールは、ロータディスク（図示せず）の外周の相補的なダブテール溝中に支持される、複数の突出部またはローブを有する軸方向挿入ダブテールである。

タービンブレード１０列が全体として、それを支持するロータディスクから外径方向に延出し、上流の燃焼器（図示せず）から燃焼ガス１８を受け取って、その燃焼ガス１８から、作動中にエンジン圧縮機（図示せず）を駆動するエネルギーを引き出す。

中空エーロフォイルは、その中に内部冷却回路２０を備え、内部冷却回路２０は、ダブテール中の取入路を通して作動中の圧縮機から抽気した冷却空気２２を受け取る。冷却回路は、適切な入口孔および出口孔を有する、図示の３経路蛇行冷却回路などの従来の構成であってもよい。回路は、典型的には、使用済み冷却空気を、エーロフォイルに開けた膜冷却孔の様々な列を通し、また後縁の出口孔列を通して噴出する。

エーロフォイル１２は、前縁と後縁２８、３０両端間の翼弦内に翼弦方向または軸方向に延在し、翼台１４位置の翼根３２から、エーロフォイルの遠位端位置の外径側鈍頭翼端キャップ３４までの長手方向または半径方向翼長内に延在する、全体的に凹形の正圧側壁２４、および側方または円周方向に反対側の、全体的に凸形の負圧側壁２６を備える。

図２および３に示される翼端キャップ３４は、鈍頭の、または全体的に平坦なエーロフォイル遠位端を形成し、一般に露出翼端窪みをエーロフォイルに形成する通常のスキーラリブまたは２つの側壁の短い延長部分を持たない。従来のスキーラリブを無くすことによって、それらリブを冷却する付加的な複雑さも無くなる。

その代わり、翼端キャップ３４自体は、内部冷却回路２０内を循環する冷却空気２２によって内側から冷却される。また、作動中に翼端キャップを冷却すると共に、従来のタービンシュラウド（図示せず）の内側に搭載されたときの翼端キャップのシール性能を改善するために、正圧側の第１の溝３６が、翼端キャップの直ぐ下に導入される。そのタービンシュラウドは、翼端キャップの周りに、両者間の半径方向空隙または間隙を小さくして配置される。

図１〜３に図示される溝３６は、正圧側壁２４の外面に軸方向または翼弦方向に延在し、半径方向で翼端キャップ自体の下に翼長方向に近接して配置されている。翼端溝３６は、図１に示すように、正圧側壁２４内の前縁２８の直ぐ後ろから始まり、後縁３０に向かって翼弦方向後方に、翼端キャップ３４自体の下部の殆んどの部分に延在する。溝３６の両端は、それらが終わる前縁および後縁近くで浅くなり適切にエーロフォイルに移行する。

図３に示されるように、正圧側壁２４は、外側の溝３６の背をなす、またはその一部を包含する内部の凸状張出部または湾曲部３８で、翼端キャップ３４に繋がる。それに対応して、負圧側壁２６は、負圧側壁と翼端キャップを滑らかに一体に繋ぐのに適切な半径を有する内側の凹状の第１のフィレット４０で、翼端キャップ３４に繋がる。

内部湾曲部３８およびフィレット４０は共に、内部冷却回路２０上および両側の側壁間で十分な翼端キャップの厚さを維持できるように、翼端キャップ３４の内面下の半径方向翼長内に配置されている。

従来の膜冷却孔４２列が、作動中に内部冷却回路２０中の冷却空気を噴出するために、内部冷却回路２０から内部湾曲部３８を通って溝３６内へ流れ連通状態に延在する。溝３６は、作動中、加圧冷却空気で充満し、作動中に翼端キャップ上を流れる高温燃焼ガス１８から翼端キャップを保護する熱遮蔽空気層を形成する。

エーロフォイルは、負圧側が正圧側を引っ張って回転するので、燃焼ガスは、先ず、正圧側溝３６から噴出される冷却空気と出会う正圧側から翼端キャップを越えて流れる。溝から噴出された冷却空気は、主として正圧側から負圧側の方向へ翼端キャップ上を流れ続け、翼端キャップを燃焼ガスから保護する。

翼端キャップとそれを取り巻くタービンシュラウドとの間隙に流された使用済み冷却空気はまた、間隙を通る燃焼ガスの自由流れを空気力学的に拘束することによって、その間隙におけるエーロフォイルの封止性能を改善する。

図２および３に示される翼端キャップ３４は、比較的単純、簡素であり、翼端溝３６の直ぐ上で正圧側壁２４に繋がる直角の第１の外部角部４４を有する。翼端キャップはまた、負圧側壁２６に繋がる第２の外部直角角部４６を有する。内部湾曲部３８は、外部の第１の角部４４の直ぐ裏側にそれと一体に配置されている。また、内部フィレット４０は、外部の第２の角部４６の直ぐ裏側に配置されている。

このようにして、第１の角部４４は、溝３６の下の正圧側壁２４の外面と同一面内に整合して、その正圧側壁を連続させ、燃焼ガスからエネルギーを引き出す有効表面積を最大化する。同様に、第２の角部４６は、負圧側壁２６の外面と同一面内に整合して、その側壁の表面積、および作動中に燃焼ガスから引き出されるエネルギーを最大化する。

上記のように、エーロフォイル１２は、作動中、外部の燃焼ガスの熱負荷からエーロフォイル全体を冷却するために、冷却空気２２が循環して通る内部冷却回路２０をその中に内蔵する中空部品である。２つの側壁２４、２６は、比較的薄く軽量であり、図２および３に示すように、翼端キャップ３４の近く、またはそれに繋がるところで公称厚さＡを有する。翼端キャップ３４は、比較的薄く、翼端キャップ近くの側壁の厚さＡに類似した、またはほぼ等しい公称厚さＢを有する。

膜冷却孔４２は、内部湾曲部３８を通って延在し、その内部対流冷却を行い、また、湾曲部自体によって形成される熱伝導経路を介して、溝３６の上に張り出す第１の角部４４から熱を除去する。

図３に示された翼端溝３６は、正圧側壁２４中に、好ましくは側壁の厚さＡより大きい側方深さＣだけ入り込んで延在して、内部湾曲部３８に達し、その湾曲部３８に僅かに入り込む。

内部湾曲部３８は、翼端キャップと湾曲部の間の、溝の裏側の厚さを最小に抑えるために、好ましくは湾曲部３８の背後を凹ませた第２の凹状フィレットまたは溝部４８で翼端キャップ３４の内面に繋がるのが好ましい。内部湾曲部３８はまた、別の弧状フィレットで、溝３６の下の正圧側壁２４内面に繋がっている。

翼端キャップの下および内部湾曲部３８の周りに形成されるいくつかの内部弧状フィレットは、正圧および負圧側壁、ならびに両者間に延在する共通の翼端キャップ３４との両者の結合部の対流冷却に有効な表面積を局部的に増加させる。内部湾曲部３８は、翼端溝３６の形状と共形をなし、対応するフィレットは湾曲部を翼端キャップおよび正圧側壁に滑らかに移行させて、作動中の応力を低減し、エーロフォイル翼端を冷却するために、翼端溝３６の周りの熱伝導経路を狭くする。

図３に示すエーロフォイル翼端の好ましい実施形態では、翼端溝３６は、横断形状で内部湾曲部３８とほぼ同心であり、内部湾曲部３８は、溝３６の背をなす狭い金属バンドを形成する。

溝３６は、湾曲部３８中に達し、その凸状形状を補完する凹状中央フィレットを有する。溝の中央フィレットは側方外側に向かって、対応する外側および内側凸アールで、溝の真上の正圧側角部４４および溝の下の正圧側壁２４の外面に滑らかに移行する。

溝はまた、正圧側壁２４の頂上を水平な高台として張り出す下側または基底壁と、溝の内側壁から外方向へ約４５度で傾く上側の壁とを有する。

したがって、溝３６は、膜冷却孔４２の列から外向きに広がり、孔４２を通って噴出された使用済み冷却空気を拡散させた後に、溝自体から送り出される膜冷却層を形成させる。

溝外側壁の傾斜角は、溝の長さ中央位置から、溝の両端間で溝深さＣと共に、それに対応して変化する。その両端は、エーロフォイルの前縁および後縁付近で融合し、そのとき溝の深さＣは零に達する。

図２に示された翼端キャップ３４は、無孔で、１つまたは複数の比較的大きな塵穴５０を除いては、スキーラリブによって形成される元来の翼端窪みに見られるような孔や不連続部がないことが好ましい。塵穴５０は、作動中に塵穴５０を詰まらせることなく、冷却空気に含まれる塵を排出するために、必要に応じて内部冷却回路２０の外径側折り返し点に設けられる。

したがって、塵穴は、冷却回路から余分な冷却空気の噴出を防止するためにそれ相応に直径が小さい通常の膜冷却孔またはその他のタイプの翼端冷却孔よりも、典型的には、直径が大きい。翼端穴５０は、翼端キャップの中央近く、第１および第２の角部４４、４６の横方向中間に配置するのが好ましい。さらに、翼端穴５０は、翼端キャップ下側の内部フィレットおよび湾曲部３８に沿う内部冷却空気２２の循環を促進して、翼端キャップ自体の内部冷却を改善する。

図３に示すように、翼端キャップ３４は、第１と第２の角部４４、４６間で円周方向に、途切れがなく、従来用いられているスキーラリブもなく、凹凸のない、すなわち平坦であることが好ましい。翼端キャップのこの平坦な外形は、ブレード回転方向に正圧側から負圧側に延在し、ガスタービンエンジンの高圧タービンの周縁タービンシュラウドの凹曲率に対合するために、訓練されていない目には感知できない僅かな凸曲率を円周上回転方向に有し得る。

図４は、第２の溝または翼端溝５２の導入を除けば、やはり、２つの角部４４、４６間で実質的には平坦な翼端キャップ３４の別の実施形態を示す。翼端溝５２は、第１の角部４４およびその下に配置された翼端溝３６から内側に離隔配置され、内部湾曲部３８の真上に整合されている。

翼端溝５２は、その中央フィレットから外側に向かって広がっており、溝３６のように、その半径方向深さが零に減少するエーロフォイルの前縁および後縁両方の近くで、表面に滑らかに移行する。翼端キャップは、好ましくは、翼端溝５２に沿って無孔であり、翼端溝５２は、エーロフォイル翼端の、周縁タービンシュラウドとの封止性能を向上させるために、燃焼ガス、および翼端溝３６からの使用済み冷却空気が再循環することができる再循環領域をエーロフォイルの真上に形成する。

さらに、翼端溝５２は、第１の角部４４、内部湾曲部３８、および翼端溝３６間の翼端キャップの熱量を減少させて、この領域のエーロフォイル翼端の作動温度を低下させる。

例示的で好ましい実施形態として上記に開示されたタービンブレードは、露出翼端窪みをそれらの間にもつ複数のスキーラリブを有する従来のブレード翼端を鈍頭状の翼端キャップに置き換える。スキーラリブは除去され、したがって、高温燃焼ガスに曝される外部表面積が、それに応じて減少する。

翼端キャップ自体は比較的薄く、それによって架橋、または蓋をされている正圧および負圧側壁と厚さが一致する。薄い翼端キャップは、適切な構成の内部冷却回路２０を通って循環する冷却空気２２によって内部冷却される。また、翼端溝３６が、タービンブレード自体の空気力学的性能を向上させると共に、翼端キャップを保護する冷却空気の膜をその外面から噴出するために、正圧側の第１の角部４４の直下のエーロフォイルの正圧側に沿って導入される。

内部湾曲部３８は、好ましくは、エーロフォイルの正圧および負圧側壁と厚さが一致しており、遠心力を受ける質量を最小限に抑え、加熱される質量を最小限に抑え、湾曲部３８を貫通して延在する膜冷却孔４２を導入することによって翼端キャップの冷却を向上させるように翼端キャップに繋がる。膜冷却孔４２は、湾曲部３８に沿って軸方向に延在する翼端溝３６に供給する。

図３に最もよく示されるように、溝３６は、第１の角部４４がほぼ直角な断面を維持できるように、翼端キャップの露出頭部の下方に配置されることが望ましい。このようにして、第１の角部４４は、適切な半径方向高さの直角遠位端を維持し、溝の下方の正圧側壁２４の平坦な外面と同一面内にある、対応する平坦な外面を有する。

第１の角部４４の高さは、約５〜１０ミルであり得、溝の最大深さＣ、約２０〜４０ミルよりも小さな値である。このようにして、鈍頭状の翼端キャップおよびその直角な角部は、時々生じる周縁のタービンシュラウドとの翼端擦過接触に対して有効であり、翼端擦過接触後のエーロフォイル翼端形状またはその性能を損なうことのない強度の向上を享受する。

本明細書には、本発明の好ましく、例示的と考えられる実施形態を記載してきたが、本明細書の教示から、本発明の他の修正形態が当業者にとって明らかなはずであり、したがって、そのような全ての修正形態は本発明の真の精神および範囲に包含されることが添付特許請求の範囲で保証されることが望まれる。

したがって、特許による保護を望むものは、添付特許請求の範囲で定義、識別される発明である。

例示的構成のタービンロータブレードの等角立面図である。 図１に示されたブレード翼端の一部の、ほぼ線２−２に沿った部分断面等角図である。 図２に示されたブレード翼端の、線３−３に沿った拡大部分断面図である。 ブレード翼端の別の実施形態の拡大部分断面図である。

符号の説明

１０ ロータブレード
１２ 中空エーロフォイル
１４ 内側翼台
１６ ダブテール
１８ 燃焼ガス
２０ 冷却回路
２２ 冷却空気
２４ 正圧側壁
２６ 負圧側壁
２８ 前縁
３０ 後縁
３２ 翼根
３４ 翼端キャップ
３６ 第１の溝
３８ 湾曲部
４０ 第１のフィレット
４２ 膜冷却孔
４４ 第１の角部
４６ 第２の角部
４８ 第２のフィレット
５０ 塵穴
５２ 翼端溝

Claims (10)

1. 側方に対向する正圧側壁および負圧側壁（２４、２６）であって、前縁と後縁（２８、３０）両端間の翼弦内、および翼根（３２）から、前記両側壁をそれらの遠位端で架橋する外側翼端キャップ（３４）までの翼長内に延在する正圧側壁および負圧側壁（２４、２６）と、
   前記正圧側壁（２４）の外面で、前記翼端キャップ（３４）の下側に、翼弦方向に延在する溝（３６）と
   を備えるタービンエーロフォイル（１２）であって、
   前記正圧側壁（２４）が、前記溝（３６）の背をなす内部湾曲部（３８）で前記翼端キャップ（３４）に繋がり、前記負圧側壁（２６）が、内部フィレット（４０）で前記翼端キャップ（３４）に繋がり、前記湾曲部（３８）およびフィレット（４０）は共に前記翼端キャップ（３４）の下側に配置されている、タービンエーロフォイル（１２）。
2. 内部冷却回路（２０）と、そこから前記湾曲部（３８）を通って前記溝（３６）中へ延在する膜冷却孔（４２）列とをさらに備える、請求項１記載のエーロフォイル。
3. 前記翼端キャップ（３４）が、前記溝（３６）の上側で前記正圧側壁（２４）に繋がる第１の外部角部（４４）と、前記負圧側壁（２６）に繋がる第２の外部角部（４６）とを有し、前記湾曲部（３８）が、前記第１の角部（４４）の裏側に配置され、前記フィレット（４０）が前記第２の角部（４６）の裏側に配置されている、請求項２記載のエーロフォイル。
4. 前記第１の角部（４４）が、前記溝（３６）下側の前記正圧側壁（２４）の前記外面と同一面内に整合される、請求項３記載のエーロフォイル。
5. 前記両側壁（２４、２６）が、前記翼端キャップ（３４）の近くである公称厚さを有し、前記翼端キャップ（３４）が同じ公称厚さを有する、請求項４記載のエーロフォイル。
6. 前記溝（３６）が、前記湾曲部（３８）中に部分的に届くように、前記側壁公称厚さより深く前記正圧側壁（２４）中に延びる、請求項５記載のエーロフォイル。
7. 前記湾曲部（３８）が、前記湾曲部（３８）の背後を凹ませたフィレット（４８）で前記翼端キャップ（３４）に繋がる、請求項５記載のエーロフォイル。
8. 前記溝（３６）が、前記湾曲部（３８）と同心であり、前記前縁（２８）の後ろの前記正圧側壁（２４）で始まり、前記翼端キャップ（３４）下側で、前記後縁（３０）に向かって翼弦方向に延在する、請求項５記載のエーロフォイル。
9. 前記翼端キャップ（３４）が、前記第１と第２の角部（４４、４６）との間で平坦な、請求項５記載のエーロフォイル。
10. 前記翼端キャップ（３４）が、前記第１の角部（４４）から内側に離隔配置され、前記湾曲部（３８）の真上に整合されている翼端溝（５２）を有する、請求項５記載のエーロフォイル。

Images