JP5349503B2 - 端部の冷却を備えているタービン翼ならびに関連のタービンおよびターボエンジン - Google Patents

Description

本発明は、タービン翼に関し、さらに詳しくは、ターボジェットエンジンの高圧型のガスタービン回転子の中空翼に関することができる。

図１および図２に示されるように、中空な翼２の遠位端３に、翼の先端の全体にわたって延びる底壁７と、２つのリム９および１０で構成される側壁とによって画定される開いた空洞５または「バスタブ」を設けることが知られている。これらのリムは、翼の前縁１２と後縁１４との間を延びている。リム９が、翼の下面の壁８を延長し、他方のリム１０が、翼の上面の壁１１を延長している。これらのリムを、以下では、上面リムおよび下面リムと称する。

リム９および１０は、翼の遠位端３とケーシング１６との間の接触の吸収を可能にする底壁７とケーシング１６との間の摩耗ゾーンの確保を可能にする。さらに、出力にとって不利な空気力学的損失を生じさせる上面から下面へと向かうガスの通過を抑えることを可能にする。タービンを通過するガスの高い温度および翼の高い回転速度が原因で、翼および空洞５の壁が、局所的に危険温度に達する可能性がある。

欧州特許第１２２１５３７号明細書が、好ましくは下面側において、翼の前縁の近傍の空洞の側壁に開口を形成することによって、これらの壁を冷却することを提案している。さらに、前記開口が、この開口を通って空洞へと進入するガスを案内する小さな内側リムを有することができる。しかしながら、この文献によって提案される解決策は、空洞のいくつかのゾーンについて、充分な冷却を可能にしていない。

欧州特許第１２２１５３７号明細書

ガスの流れの高さＨに依存する翼の近傍のガスの温度Ｔの勾配（図３）は、空洞のいくつかのゾーンにとって特に有害である。すなわち、この温度の勾配が、翼に沿ったガスの流れの形態と組み合わさって、最も高温のガスを翼の危険ゾーンＣに衝突させる。このゾーンＣは、下面側８において、後縁１４の近傍の翼の先端３に位置する。

本発明の目的は、前記ゾーンおよびタービン翼の遠位端の開いた空洞の全体の冷却を改善することにある。より詳しくは、本発明は、下面側において後縁の近傍の翼の頂点に位置するゾーンについて、局所的な冷却の改善を提案する。

この目的を達成するため、本発明の対象は、開いた空洞を遠位端に有しているタービン翼であって、前記空洞が、底壁と、翼の下面壁および上面壁の延長にあり、前記遠位端の外周に沿って延びている側壁とによって画定されており、空洞の側壁が、翼の前縁の近傍に空洞へと開く開口を有しており、デフレクタが、少なくとも空洞の中央部において前縁と後縁との間を延びているタービン翼である。

このような翼の利点は、デフレクタが、側壁の開口を通って空洞に進入した比較的低温のガスの流れ（図３を参照）を、空洞の壁の優先的なゾーンに向かって直接的に案内できるようにする点にある。このガスの流れが、この優先的なゾーンに衝突し、このゾーンの対流を増すことによって冷却を可能にする。目的は、熱の観点から特に応力が加わるゾーンに、最適な量のガスを案内することにある。その結果、そのようなゾーンの正確な冷却に加えて、空洞の壁のすべての一様な冷却を得ることが可能である。

さらに、本発明は、本発明による翼を少なくとも１つ備えているタービン、およびそのようなタービンを少なくとも１つ備えている航空機用ターボジェットエンジンなどのターボ機械に関する。

本発明および本発明の利点を、あくまでもこれらに限られるわけではない例として示される種々の実施形態についての以下の詳細な説明を検討することで、よりよく理解できる。この説明は、添付の図面を参照する。

知られている翼の遠位端の斜視図である。 切断面ＩＩに沿った図１の翼の図である。 翼の近傍のガスの流れの高さＨに対するガスの温度勾配Ｔの推移のグラフ表示である。 本発明による翼の第１の実施形態の斜視図である。 本発明による翼の第２の実施形態の斜視図である。 本発明による翼の第３の実施形態の斜視図である。

本発明の第１の実施形態を、図４を参照して説明する。この実施形態においては、空洞５の側壁９、１０の開口２０が、下面側８において、翼２の前縁１２の近傍に位置している。これに限られるわけではないが、この開口の位置２０は、ガスの流れの外側部分の冷却ガス（すなわち、基本的にあまり高温でない）をきわめて効果的に引き出すことを可能にする。当然ながら、翼の形状およびガスの入射の角度に応じて、開口２０を、下側のリム９においてさらに下流に配置することができ、あるいは他方の側の上側のリム１０に配置することができる。

この例では、空洞５の側壁９、１０の開口２０が、切り欠きである。この切り欠きの高さは、種々の実施形態に応じてさまざまであってよい。ここでは、切り欠きが、空洞５の側壁９、１０の全高にわたって延びている。この切り欠きの高さは、所与の幅において最大のガス流を空洞にもたらすという利点を有している。

この第１の実施形態において、デフレクタ２１が、いくつかの興味深い特徴を有している。デフレクタ２１は、空洞５の底壁７に基本的に垂直である。空洞５の底壁７に対するデフレクタ２１のこの配置は、冷却対象のゾーンＣへと向かうガスの向きを改善する。

デフレクタ２１のアクティブな面２４は、凹状であり、デフレクタ２１の凹面は、翼２の凹面と基本的に同じ向きを有している。この方法で、デフレクタ２１は、二重の利点を有している。第１に、所与の長さについて、凹状のデフレクタは、空洞５に最適にフィットする。したがって、デフレクタ２１が、空洞５の下側のリム９の形状に最も良くフィットする流線をガスの流れに与えることができる。その結果、冷却ガスの流れがゾーンＣへと向けられる一方で、空洞５の他のゾーンも、下側のリム９に沿って循環するこの冷却ガスの流れによって冷却される。当然ながら、デフレクタ２１の凹面は、図示の例には限定されず、翼の種類の各々に合わせて好都合に調節することができる。

デフレクタ２１の上流端１８は、翼２の前縁１２から離れている。同様に、デフレクタ２１の下端１９は、翼２の後縁１４から離れている。前縁および後縁に対するこれらの距離が、案内される冷却ガスの流れの方向および量の調節を可能にしている。上側のリム９および下側のリム１０に対するデフレクタの相対距離も、そのような系の最適化を可能にする重要なパラメータである。

さらに図４を参照すると、デフレクタ２１の上流部分２２は、翼２の前縁１２へと向けられている。同様に、デフレクタ２１の下流部分２３は、翼２の後縁１４へと向けられている。デフレクタ２１の上流部分２２および下流部分２３のこれらの向きは、冷却ガスの流れをゾーンＣに向かって案内するために好都合である。さらに、これらの向きは、空洞５の壁のすべてを一様に冷却するために特に有効な流線を、ガスの流れに与えることを可能にする。

本発明の第２の実施形態を、図５を参照して説明する。この例では、空洞５の側壁９、１０の開口２０が、穴である。穴は、この例に示された円柱形に限られない。穴は、とりわけ、長円形または三角形の形状を有することができる。空洞５の側壁の開口として、穴は、空洞５に進入する冷却ガスの流れを精密に調節できるという利点を有している。

この第２の例は、冷却ガスが供給される中空な翼２を示しており、デフレクタ２１が、翼の少なくとも１つの中空部に連絡する冷却穴２６を含んでいる。これらの冷却穴は、デフレクタ２１内の半径方向の穴である。冷却穴はデフレクタ２１の下方に位置する翼２の内部空洞へと開いている。したがって、デフレクタ２１の冷却が、ポンプ作用および熱伝導によって保証される。さらに、デフレクタ２１が冷却されることで、デフレクタ２１によってそらされるガスの温度を対流によって下げることが可能になり、結果として系の熱効率が向上する。

本発明の第３の実施形態を、図６を参照して説明する。この第３の例は、冷却ガスが供給される中空の翼２を示しており、デフレクタ２１が、翼の少なくとも１つの中空部に連絡している塵埃抽出穴２５を備えている。これらの塵埃抽出穴は、冷却穴に類似しており、冷却穴と同様に、空洞５の冷却を保証する。しかしながら、塵埃抽出穴は、伝統的な冷却穴よりも大きい直径を有している。塵埃抽出穴のより大きな直径は、翼の内部空洞に存在しうる塵埃の排出を可能にする。したがって、両方の種類の穴を有するデフレクタにおいて、塵埃は、より狭い冷却穴を通過するのではなくて、塵埃抽出穴を好ましく通過するであろう。したがって、小径な冷却穴の閉塞が回避される。

これらの塵埃抽出穴の大きな直径ゆえに、デフレクタ２１は、先の例よりも大きな厚さを有する必要がある。

Claims (14)

1. 開いた空洞（５）を遠位端（３）に有している、タービンの翼（２）であって、前記空洞（５）が、底壁（７）と、翼（２）の下面壁（８）および上面壁（１１）の延長にあり、前記遠位端（３）の外周に沿って延びている側壁（９、１０）とによって画定されており、空洞（５）の側壁（９、１０）が、翼（２）の前縁（１２）の近傍に空洞（５）へと開く開口（２０）を有している翼（２）であり、
   デフレクタ（２１）が、少なくとも空洞（５）の中央部において前縁（１２）と後縁（１４）との間を延びていることを特徴とする、翼。
2. 空洞（５）の側壁（９、１０）の開口（２０）が、下面側（８）において、翼（２）の前縁（１２）の近傍に位置していることを特徴とする、請求項１に記載の翼。
3. デフレクタ（２１）が、空洞（５）の底壁（７）に基本的に垂直であることを特徴とする、請求項１または２に記載の翼。
4. デフレクタ（２１）のアクティブな面（２４）が、凹状であり、デフレクタ（２１）の凹面が、翼（２）の凹面と基本的に同じ向きを有していることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載の翼。
5. デフレクタ（２１）の上流端（１８）が、翼（２）の前縁（１２）から離れていることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載の翼。
6. デフレクタ（２１）の下流端（１９）が、翼（２）の後縁（１４）から離れていることを特徴とする、請求項１から５のいずれか一項に記載の翼。
7. デフレクタ（２１）の上流部分（２２）が、翼（２）の前縁（１２）へと向けられていることを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載の翼。
8. デフレクタ（２１）の下流部分（２３）が、翼（２）の後縁（１４）へと向けられていることを特徴とする、請求項１から７のいずれか一項に記載の翼。
9. 空洞（５）の側壁（９、１０）の開口（２０）が、穴であることを特徴とする、請求項１から８のいずれか一項に記載の翼。
10. 空洞（５）の側壁（９、１０）の開口（２０）が、切り欠きであることを特徴とする、請求項１から８のいずれか一項に記載の翼。
11. 中空であって、冷却ガスが供給され、デフレクタ（２１）が、翼（２）の少なくとも１つの中空部に接続された冷却穴（２６）を含んでいることを特徴とする、請求項１から１０のいずれか一項に記載の翼。
12. 中空であって、冷却ガスが供給され、デフレクタ（２１）が、翼（２）の少なくとも１つの中空部に連絡している塵埃抽出穴（２５）を含んでいることを特徴とする、請求項１から１１のいずれか一項に記載の翼。
13. 請求項１から１２のいずれか一項に記載の翼を少なくとも１つ含んでいることを特徴とする、タービン。
14. 請求項１３に記載のタービンを少なくとも１つ備えていることを特徴とする、航空機のターボジェットエンジンなどのターボ機械。

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