JP4815223B2 - タービン翼形部の高効率ファン冷却孔 - Google Patents

Description

本発明は、前縁に高効率冷却孔を含むタービン翼形部に関する。

ガスタービンエンジンにおいては、空気が圧縮機内で加圧され、燃焼器内で燃料と混合されかつ点火されて高温燃焼ガスを発生し、この高温燃焼ガスが、１つ又はそれ以上の段のタービンノズル及びブレードを通って下流方向に流れる。ノズルは、固定ベーンを含み、この固定ベーンには次に、回転ディスクの周辺部に取付けたタービンロータブレードの対応する列が続く。ベーン及びブレードは、対応して構成された翼形部を有し、この翼形部は、中空でありかつ圧縮機から抽気した空気の一部を受けて燃焼ガスによる熱に対して冷却を行うようになった様々な冷却回路及び特徴形状を含む。

タービンベーン及びブレードの冷却技術には、冷却を強化しかつ必要な冷却空気量を低減してエンジンの全体効率を向上させると同時にベーン及びブレードの適切な有効寿命を得るための様々な構成が開示されている。例えば、エンジンの高圧タービンセクションにおける一般的なベーン及びブレード翼形部は、正圧側面又は負圧側面或いはその両方を貫通して延びて翼形部の外面に沿って従来通りの方法で冷却空気のフィルムを吐出してフィルム冷却を行うようになった冷却孔を含む。

一般的なフィルム冷却孔は、正圧側面のような翼形部側面の１つを貫通して軸方向に傾斜させてフィルム空気を後方方向に吐出するようになった円筒形開口の形態をしている。冷却孔は一般的に、特定のピッチ間隔で半径方向又はスパン方向列の孔として設けられる。このようにして、冷却孔は、空気ブランケットを形成する冷却フィルムを吐出し、この空気ブランケットが、別の言い方では翼形部のランド部として知られる外面を運転時に高温燃焼ガスから保護する。

ブレード前縁の領域では、円筒形フィルム冷却孔を鋭角スパン方向角度で傾斜させて孔出口を孔入口の半径方向上方に位置させ、冷却フィルムをそれぞれの孔から半径方向外向きに吐出させることも知られている。冷却孔の性能を向上させるために、その形状を変更して冷却流拡散を行うことも通常のことである。拡散により、吐出速度が低下しかつ空気流の静圧が増大する。拡散冷却孔は、適切なブローレシオ及び逆流マージンでフィルム冷却効率を高めるようにした特許の構成において見られる。一般的な拡散フィルム冷却孔は、望ましくない流れ剥離がない状態で拡散を行うように入口から出口までその面積比を適切に増大させた円錐形とすることができる。拡散は、３つの軸線、すなわち孔の長さに沿って及び２つの面内垂直直交軸線において発生する。例えば、本出願人に対する米国特許第６，２８７，０７５号を参照されたい。

また、各種の性能特性を得るために様々な矩形形状の孔と１つ又はそれ以上の方形側面を有する孔とを含む先行技術においては、他の形式の拡散冷却孔が見られる。円錐形拡散孔と同様に、矩形拡散孔もまた、冷却空気がそれを通って流れかつ翼形部の外面に沿って吐出されるときに、三次元の拡散を生じる。例えば、米国特許第６，２８３，１９９号、第５，６８３，６００号及び第５，４８６，０９３号を参照されたい。

上記のように、様々な拡散冷却孔は一般的に、翼形部のスパン方向又は半径方向軸線に沿って延びる列の形態で配置され、またフィルム冷却空気を全体的に吐出するのを可能にする間隔になるように互いに近接させて配置される。適切な強度を維持するために隣接する冷却孔間に適切な間隔を設けなければならないので、吐出フィルム冷却空気は、対応する孔の列のスパンラインに沿って１００％のカバー範囲（被度）（ｃｏｖｅｒａｇｅ）は得られない。

一般的な先行技術の孔ピッチ間隔は、円形孔入口の１０倍である。上記のスパン方向傾斜型円筒形冷却孔の実例では、一般的なスパン方向角度は、０．２５ｍｍの孔直径の場合に約３０度である。ファン冷却孔の列の有効被度は、翼形部外面に沿った冷却孔のスパン高さを互いに隣接する孔のピッチ間隔によって除算することよって表した被度パラメータとして定義することができる。傾斜型円筒形孔の場合、孔の外面スパン高さは、孔の直径を傾斜角度のサインによって除算したものとすることができる。これは、１０倍直径間隔での３０度傾斜型円筒形孔の場合に２０％の被度値となる。

この被度は、円錐形拡散孔を使用することによって著しく改善される。一般的な先行技術の翼形部は、１０倍入口直径の同一中心線スパン方向孔間隔又はピッチの場合に、その面積が約０．４６ｍｍの直径を有する円形出口まで増大する０．２５ｍｍの円形入口を有することができる。対応する被度値は３６％であり、これは単純な円筒形孔を越えた改良である。
米国特許第６，２８７，０７５号公報 米国特許第６，２８３，１９９号公報 米国特許第５，６８３，６００号公報 米国特許第５，４８６，０９３号公報 米国特許第５，７７９，４３７号公報 米国特許第４，９２２，０７６号公報 米国特許第６，１８３，１９９号公報

しかしながら、特に前縁の領域において翼形部に沿って冷却フィルムをより一様に拡散させることによってフィルム冷却をさらに向上させることが望ましい。

本発明の１つの態様によると、タービン翼形部を提供し、本タービン翼形部は、前縁と軸方向に間隔を置いて配置された後縁とを含み、前縁は、軸方向に延びる空気力学的外面湾曲面を有する。根元及び先端は、スパン軸線に沿って間隔を置いて配置され、また正圧側壁及び横方向に間隔を置いて配置された負圧側壁は、前縁及び後縁間で延びる。冷却回路は、正圧側壁及び負圧側壁間に形成されて、該冷却回路を通して翼形部を冷却するための流体流を流すようなっている。冷却回路は、翼形部のスパン軸線に沿って前縁に形成された複数の冷却孔を含む。冷却孔の少なくとも幾つかは、前縁表面と連通したディフューザセクションを有する。ディフューザセクションは、前縁の表面上にほぼ直線矩形の出口開口部を形成する４つの対向する壁を有する。ディフューザ壁の少なくとも１つは、前縁の外面湾曲に近似した凸面形湾曲を有する。冷却孔出口からの流体流は、冷却孔に隣接する前縁のランド部に沿ってより一様に分散されかつ散布される。

本発明の別の態様は、添付の図面と関連させて検討するとき明らかになるであろう。

次ぎに具体的に図面を参照すると、図１〜図４には、前縁冷却孔を備えた先行技術の翼形部の実例を示す。図１は、その中に形成された従来型の円筒形冷却孔１１を有する翼形部前縁１０と孔１１を形成するのに使用する放電加工（「ＥＤＭ」）ツール１２とを示す。図から分かるように、これらの孔１１は無端壁面を形成した円筒形内壁を有する。

図２は、従来型の冷却孔１５を有する翼形部前縁１４を示す。孔１５は、円筒形調量セクション１６と前縁１４の表面における孔１５と連通した円錐形ディフューザセクション１７とを含む。図１の前縁１０における孔１１と同様に、ディフューザセクション１７は、無端壁面を形成した内壁を有する。ＥＤＭツール１８を使用して孔１１を形成する。

図３及び図４は、米国特許第５，７７９，４３７号において具体例として示された別の先行技術の冷却孔の設計を示す。翼形部前縁１９は、冷却孔２０を含む。各冷却孔２０は、所定の中心軸線を有する円筒形直線状調量セクション２１と調量セクション２１から鋭角で発散した中心軸線を有するディフューザセクション２２とを含む。

次ぎに図５を参照すると、本発明の例示的な実施形態によるタービンロータブレード３０を示す。ブレード３０は、半径方向内側端部に一体形ダブテール３４を有する翼形部３２を含み、ダブテール３４は、従来通りの方法でこのようなブレード３０の環状列の形態でブレード３０をロータディスク（図示せず）の周辺部に取付ける。図５に示すこの例示的な実施形態では、ブレード３０は、従来通りの方法でガスタービンエンジンの燃焼器（図示せず）から高温燃焼ガスを受ける高圧タービンノズル（図示せず）のすぐ下流側に配置された第１段高圧タービンロータブレードである。翼形部３２及びダブテール３４は、運転時に燃焼ガスによる熱に対してブレード３０を冷却するために、エンジンの圧縮機（図示せず）から抽気した加圧空気の一部のような冷却流体「Ｆ」を受けるように適切に中空になっている。

翼形部３２は、前縁３６と対向する後縁３８とを含む。翼形部３２はまた、ダブテール３４のプラットフォーム部における根元４０と、ほぼ半径方向に延びるスパン軸線に沿って半径方向に間隔を置いて配置された対向する先端４２とを含む。

翼形部３２はまた、ほぼ凹面形である正圧側壁４４と、ほぼ凸面形でありかつ正圧側壁４４から間隔を置いて配置された負圧側壁４６とを含む。正圧側壁４４及び負圧側壁４６は、それぞれ前縁３６から後縁３８まで、また根元４０から先端４２まで延びる。

ダブテール３４と同様に翼形部３２は、翼形部側面４４及び４６間に配置されて、運転時に翼形部を通して冷却流体「Ｆ」を流して冷却を行うようになった冷却回路又は流路５０を含む。冷却回路５０は、例えば適切な蛇行流体通路の形態で例えば前縁３６に沿い、後縁３８に沿いまた中間翼弦領域に沿うように翼形部３２を貫通して延びる様々な流路を含むあらゆる従来型の形態を採ることができる。図５に示す翼形部３２では、冷却流体「Ｆ」は、あらゆる従来通りの方法でエンジン圧縮機からブレードダブテール３４とディスク内のそのそれぞれの軸方向ダブテール溝との間の適切な開口を通って流れる。

タービンロータブレード３０の一部分として特定の翼形部３２を示しているが、本発明は、例えば固定タービンノズル（図示せず）内にも見られる翼形部のようなあらゆる翼形部の形態にも同様に適用される。

本発明の１つの例示的な実施形態によると、複数の前縁拡散冷却孔６０は、前縁３６に沿って３列の形態で間隔を置いて配置されて翼形部３２内部の冷却回路５０から翼形部の外面に沿って冷却流体「Ｆ」を吐出して、特に前縁３６の領域及び前縁３６のすぐ後方の領域における翼形部の表面上に冷却流体フィルムを形成する。

次ぎに、図６を参照すると、翼形部３２のスパン軸線に沿って前縁３６に形成した冷却孔６０は各々、ディフューザセクション６１を含む。ディフューザセクション６１は、前縁３６の表面上にほぼ直線矩形（ｑｕａｄｒａｌｉｎｅａｒ）の出口開口部６２を形成する４つの対向する壁を有するのが好ましい。ディフューザ壁６１の少なくとも１つは、前縁３６の局所的な外面湾曲に近似した凸面形湾曲を有し、それによって冷却孔出口６２からの流体流「Ｆ」は、冷却孔６０に隣接する前縁３６のランド部に沿ってより一様に分散されかつ散布される。本発明による冷却孔はまた、任意の用途において、湾曲した翼形部上の他の位置に形成することができる。

冷却孔６０の各々はまた、翼形部３２の冷却回路５０とディフューザセクション６１との間にかつそれらに連通した状態で配置された円筒形調量セクション６４を含む。

図６にはまた、冷却孔６０を形成する１つの好ましい方法を提供するＥＤＭツール７０を示す。他の公知の方法には、レーザ穿孔加工法及び通常の機械加工法が含まれる。ＥＤＭツール７０は、冷却孔６０を形成する「ポジティブ（押込み）」形状をしている。ＥＤＭツール７０は、流体流のために冷却回路５０と連通する冷却孔６０の円筒形調量セクション６４に相当しかつそれを形成する円筒形部分７１を有する。

ほぼピラミッド形の部分７２は、出口開口部６２を含む冷却孔６０のディフューザセクション６１に相当しかつそれを形成する。ＥＤＭツール７０のピラミッド形部分７２の上部の横方向に延びる表面７４に特に注目されたい。エッジライン７５において最もよく分かるこの表面の湾曲（曲率）は、前縁３６の局所的領域、すなわちその上に冷却孔６０のそれぞれの１つによって流体流「Ｆ」が拡散状態で吐出されることになる前縁３６のランド領域の湾曲面とほぼ同じ湾曲（曲率）に相当している。この湾曲面は、ディフューザセクション６１の壁６５（図７参照）として形成されかつＥＤＭツール７０の上部の横方向に延びる表面７４の凹面形湾曲面と相補形の凸面形湾曲面を形成する。従って、壁６５の湾曲の程度は、前縁３６の局所的ランド領域の湾曲とほぼ同一であるのが好ましい。

冷却孔６０の１つの例示的な実施形態の間隔及び形状を図８及び図９に示す。図８における孔６０の千鳥配列と調量セクション６４の角度に対するディフューザセクション６１の上部の横方向に延びる表面の鋭角とに注目されたい。各ファン孔６０のディフューザセクション６１は、翼形部３２の半径方向軸線に対して上向きに約１５度傾斜して翼形部３２の先端４２に向かって半径方向上向きに冷却空気を吐出する。

本発明の１つの例示的な実施形態では、冷却孔６０は、その出口開口部６２において０．４５ｍｍ^２の面積を有し、また調量セクション６４は、そのディフューザセクション６１との収束点において０．３８ｍｍの直径を有する。調量セクション６４から出口開口部６２までのディフューザセクション６１の発散角度は、１５度である。冷却孔６０は、前縁３６の表面積のほぼ３５％を占め、また垂直方向に隣接する冷却孔６０の中心線間の距離は、ほぼ１．１４ｍｍである。横方向に隣接する冷却孔６０の中心線間の距離は、１．５２ｍｍである。出口開口部６２は、垂直方向に約０．７６ｍｍで間隔を置いて配置されかつ横方向に約０．７６ｍｍで間隔を置いて配置されるのが好ましい。

上記のように、図６のＥＤＭツール７０の上部の横方向に延びる表面７４は、凹面形となっており、上述したＥＤＭ段階が終了すると、凸面形壁６５を形成する。また上記のように、凸面形壁６５の湾曲及び前縁３６の局所的外面湾曲はほぼ同一であり、それによって冷却孔出口６２からの流体流「Ｆ」は、先行技術のヂィフューザ孔におけるよりも大きい角度に一様に分散され、冷却孔６０に隣接する前縁３６のランド部に沿って散布される。従って、壁６５の湾曲はまた、その半径がほぼ１．５２ｍｍであるのが好ましい。

１つの実施例では、２．５ｍｍの円形の場合、前縁３６の湾曲面は、円形の約７４度でカバーされる。凸面形壁６５の湾曲は、前縁３６の湾曲とおよそ同じである。別のより広く形成した実施例では、前縁３６の湾曲面は約７０度〜８０度でカバーされる。凸面形壁６５の湾曲は、前縁３６の湾曲とおよそ同じ、すなわち約７０度〜８０度である。

当業者には明らかなように、これらの値は、個々の翼形部の寸法、形状、形式及び作動条件によって異なることになる。さらに、ディフューザセクションの壁の２つ又はそれ以上に、前縁上に冷却流体フィルムを一様に拡散させるように最適化した壁湾曲面を設けることができる。

以上、冷却を強化するようになった冷却孔を備えた翼形部を説明している。本発明の様々な細部は、本発明の技術的範囲から逸脱することなく変更することができる。さらに、本発明の好ましい実施形態及び本発明を実施するための最良の形態についての上記説明は、例示だけの目的のために示すものであって限定を目的とするものではない。すなわち、本発明は、特許請求の範囲によって限定される。

先行技術の翼形部冷却孔の設計を示す図。 先行技術の翼形部冷却孔の設計を示す図。 先行技術の翼形部冷却孔の設計を示す図。 先行技術の翼形部冷却孔の技術を示す図。 本発明の実施形態による冷却孔を含むガスタービンエンジンロータブレードの斜視図。 本発明の実施形態による翼形部の前縁の上部の部分斜視図と共に前縁に冷却孔を形成するのに使用することができる形式の電極放電加工ツールの斜視図を示す図。 翼形部の前縁上の単一ファン孔の拡大正面図。 図５に示す翼形部の前縁部分の展開断面図。 図８の線９−９に沿って取った垂直断面図。

符号の説明

３０ タービンロータブレード
３２ 翼形部
３４ ダブテール
３６ 前縁
３８ 後縁
４０ 根元
４２ 先端
４４ 正圧側壁
４６ 負圧側壁
５０ 冷却回路
６０ 冷却孔
６１ ディフューザセクション
６２ 出口開口部
６４ 調量セクション
７０ ＥＤＭツール

Claims (7)

1. 湾曲面を形成した外面を有するタービン翼形部（３２）であって、
   （ａ）軸方向に延び、凸状の空気力学的外面湾曲面を有する前縁（３６）及び軸方向に間隔を置いて配置された後縁（３８）と、
   （ｂ）半径方向に延びるスパン軸線に沿って間隔を置いて配置された根元（４０）及び先端（４２）と、
   （ｃ）正圧側壁（４４）及び横方向に間隔を置いて配置された負圧側壁（４６）と、
   （ｄ）前記正圧側壁（４４）及び負圧側壁（４６）間に配置されて前記翼形部（３２）を冷却するための流体流を流すようになった冷却回路（５０）と、
   （ｅ）前記翼形部（３２）の前縁（３６）の前記凸状に湾曲した外面に形成されかつ前記冷却回路（５０）と流体連通した状態で配置され、その各々が、前記外面と連通したディフューザセクション（６１）を有し、前記ディフューザセクション（６１）が、前記外面上にほぼ直線矩形の出口開口部（６２）を形成する対向する壁（６５）を有する、複数の冷却孔（６０）と、を含み、
   前記ディフューザセクション（６１）が、前記翼形部（３６）の半径方向軸線に対して上向きに約１５度傾斜して冷却空気流を前記翼形部（３６）の先端（４２）に向かって半径方向上向きに吐出するようになっており、
   （ｆ）前記ディフューザ壁（６５）の上部が、前記冷却孔（６０）に対して局所的な前記翼形部（３２）の外面湾曲にほぼ一致する凸面形湾曲を有し、該凸面形湾曲が、該凸面形湾曲と相補形の上部凸状湾曲面（７４）を有する放電加工ツール（１２）により形成され、それによって前記冷却孔出口開口部（６２）からの流体流が、前記冷却孔（６０）に隣接する前記翼形部（６２）の外面のランド部に沿って一様に分散されかつ散布されることを特徴とするタービン翼形部（３２）。
2. 前記冷却孔（６０）が各々、前記翼形部（３２）の冷却回路（５０）及び前記ディフューザセクション（６１）と流体連通した状態で配置されたそれぞれの円筒形調量セクション（６４）を含むことを特徴とする請求項１記載のタービン翼形部（３２）。
3. 前記ディフューザセクションの直線矩形開口部（６２）が、半径方向に延びる垂直高さ寸法と横方向に延びる幅寸法とを定め、また前記出口開口部が、約１．１４ｍｍで半径方向に間隔を置いて配置されていることを特徴とする請求項１記載のタービン翼形部（３２）。
4. 前記ディフューザセクション（６１）の直線矩形出口開口部（６２）が、半径方向に延びる垂直高さ寸法と横方向に延びる幅寸法とを定め、また前記出口開口部（６２）が、約１．１４ｍｍで半径方向に間隔を置いて配置されかつ約１．１４ｍｍで横方向に間隔を置いて配置されていることを特徴とする請求項１記載のタービン翼形部。
5. 前記翼形部（３２）の前縁（３６）が、ほぼ半径方向に延びる３列の冷却孔（６０）を含むことを特徴とする請求項１記載のタービン翼形部（３２）。
6. 中央列の冷却孔（６０）が、該中央列の冷却孔（６０）の両側に配置された第１及び第２の列の冷却孔（６０）に対して垂直方向に千鳥配置されていることを特徴とする請求項４記載のタービン翼形部（３２）。
7. 前記冷却孔（６０）による前記前縁（３６）の表面積被度が、約３５％であることを特徴とする請求項１記載のタービン翼形部（３２）。
   

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