JP5554425B2

JP5554425B2 - タービン翼

Info

Publication number: JP5554425B2
Application number: JP2013024442A
Authority: JP
Inventors: 剛北村; 忠之花田
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2013-02-12
Filing date: 2013-02-12
Publication date: 2014-07-23
Anticipated expiration: 2028-06-16
Also published as: JP2013122250A

Description

本発明は、内部に冷却媒体通路を有するタービン翼（より詳しくは、タービン動翼またはタービン静翼）に関するものである。

内部に冷却媒体通路を有するタービン翼としては、例えば、特許文献１に開示されたタービン翼製造用中子を用いて製造されたタービン翼が知られている。

特許第３０５３１７４号公報

しかしながら、特許文献１に開示されたタービン翼製造用中子を用いて製造されたタービン翼では、翼頂部側の後縁部を略均一に冷却することができないといった問題点があった。

本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、熱負荷が大きくなる領域の上流側に位置するスロット出口から排出される冷却媒体の流量を増加させ、熱負荷がさほど大きくない領域の上流側に位置するスロット出口から排出される冷却媒体の流量を減少させることができて、翼頂部側の後縁部を略均一に冷却することができ、熱負荷がさほど大きくない領域の過冷却を防止することができるタービン翼を提供することを目的とする。

本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
本発明に係るタービン翼は、内部にサーペンタイン通路を有するタービン翼であって、前記サーペンタイン通路を形成する第２の冷却媒体通路と第３の冷却媒体通路と第４の冷却媒体通路と、後縁部とを備え、前記後縁部の少なくとも翼頂部側に、翼長方向に沿って複数個のスロットを備えるとともに、前記第４の冷却媒体通路と前記スロットとが、第１の連通孔のみを介して連通されており、隣り合う前記スロット同士が、第２の連結孔のみを介して連通されている。

本発明に係るタービン翼によれば、航空機用ガスタービンエンジン運転中、遠心力によって半径方向内側（図４において下側）に位置するスロット内の冷却媒体の一部が、タービン翼製造用中子の第２の連結部によって形成された第２の連通孔を介して半径方向外側に位置する隣のスロット内に流入することとなる。また、第２の連通孔を介して半径方向外側に位置する隣のスロット内に流入する冷却媒体の流量は、第２の連通孔の孔径、すなわち、タービン翼製造用中子を成形する際に第２の連結部の外径を調整することによって調整されることとなる。
これにより、熱負荷が大きくなる領域の上流側に位置するスロット出口から排出される冷却媒体の流量を増加させ、熱負荷がさほど大きくない領域の上流側に位置するスロット出口から排出される冷却媒体の流量を減少させることができて、翼頂部側の後縁部を略均一に冷却することができ、熱負荷がさほど大きくない領域の過冷却を防止することができる。

本発明に係る航空機用ガスタービンエンジンは、上記タービン翼を具備している。

本発明によれば、熱負荷が大きくなる領域の上流側に位置するスロット出口から排出される冷却媒体の流量を増加させ、熱負荷がさほど大きくない領域の上流側に位置するスロット出口から排出される冷却媒体の流量を減少させることができて、翼頂部側の後縁部を略均一に冷却することができ、熱負荷がさほど大きくない領域の過冷却を防止することができるという効果を奏する。

本発明の第１参考実施形態に係るタービン翼製造用中子を用いて製造されたガスタービン動翼の断面図である。本発明の第１参考実施形態に係るタービン翼製造用中子の平面図である。図１のIII−III矢視断面図である。本発明の第１実施形態に係るタービン翼製造用中子を用いて製造されたガスタービン動翼の断面図である。本発明の第１実施形態に係るタービン翼製造用中子の平面図である。本発明の第２参考実施形態に係るタービン翼製造用中子を用いて製造されたガスタービン動翼の断面図である。本発明の第２参考実施形態に係るタービン翼製造用中子の平面図である。本発明の第２実施形態に係るタービン翼製造用中子を用いて製造されたガスタービン動翼の断面図である。本発明の第２実施形態に係るタービン翼製造用中子の平面図である。

以下、本発明の第１参考実施形態に係るタービン翼製造用中子について、図１から図３を参照しながら説明する。
図１は本実施形態に係るタービン翼製造用中子を用いて製造されたガスタービン動翼の断面図、図２は本実施形態に係るタービン翼製造用中子の平面図、図３は図１のIII−III矢視断面図である。

本実施形態に係るタービン翼製造用中子を用いて製造されたガスタービン動翼１は、例えば、燃焼用空気を圧縮する圧縮部（図示せず）と、この圧縮部から送られてきた高圧空気中に燃料を噴射して燃焼させ、高温燃焼ガスを発生させる燃焼部（図示せず）と、この燃焼部の下流側に位置し、燃焼部を出た燃焼ガスにより駆動されるタービン部（図示せず）とを備えた航空機用ガスタービンエンジンに適用されるものである。
図１に示すように、ガスタービン動翼１は、例えば、ニッケル基合金等からなり、回転軸側に保持されるクリスマスツリー型の埋込部２が形成され、シャンク３およびプラットホーム４を挟んで翼部（翼プロファイル部）５が形成されている。また、このガスタービン動翼１の内部には、上下方向に延びる空洞が形成され、前縁から後縁にかけて、例えば、４つの冷却媒体通路１０，１１，１２，１３が形成されている。そして、前縁側の２つの冷却媒体通路１０，１１には、ロータ側からの冷却媒体（例えば、空気）を導く供給口１４、１５がそれぞれ連通している。

冷却媒体通路（以下「第１の冷却媒体通路」という。）１０は、他の３つの冷却媒体通路（「サーペンタイン通路」ともいう。）とは独立した通路であり、翼根部に形成された供給口１４から冷却媒体を導入して、翼頂部に形成された排出口１０ａから冷却媒体を排出する構成となっている。また、この冷却媒体通路１０の内壁面には、冷却媒体の流通方向と交差する方向に延びるタービュレータ（乱流発生手段）としてのリブ１６が多数形成されている。

サーペンタイン通路を構成する前縁側の冷却媒体通路（以下「第２の冷却媒体通路」という。）１１と中央部の冷却媒体通路（以下「第３の冷却媒体通路」という。）１２とは、翼端部に形成された第１の折り返し部１７で連通し、第２の冷却媒体通路１１を上方に流れた冷却媒体は、第１の折り返し部１７で折り返して第３の冷却媒体通路１２を下方に流れる。また、第３の冷却媒体通路１２と後縁側の冷却媒体通路（以下「第４の冷却媒体通路」という。）１３とは、プラットホーム４を挟んでシャンク３側の翼根部に形成された第２の折り返し部１８で連通し、第３の冷却媒体通路１２を下方に流れた冷却媒体は、第２の折り返し部１８で折り返して第４の冷却媒体通路１３を上方に流れる。

第２の冷却媒体通路１１の内壁面、第３の冷却媒体通路１２、および第４の冷却媒体通路１３の内壁面にはそれぞれ、冷却媒体の流通方向に交差する方向に延びるタービュレータ（乱流発生手段）としてのリブ１６が多数形成されている。また、第４の冷却媒体通路１３の翼頂部側の後縁部には、翼長方向（スパン方向の長さ方向：図１において上下方向）に沿って複数個（本実施形態では３個）のスロット１９が形成されており、各スロット１９と第４の冷却媒体通路１３とは、第１の連通孔２０を介して連通している。そして、第４の冷却媒体通路１３を上方に流れた冷却媒体は、第１の連通孔２０を通って対応するスロット１９内に流入した後、図３に示すスロット出口２１から排出される。
なお、図面の簡略化を図るため、図３にはリブ１６を示していない。

図２に示すタービン翼製造用中子３１は、図１および図３に示すガスタービン動翼１を製造する際に用いられるタービン翼製造用中子の一つで、第２の冷却媒体通路１１を形成する前縁側の冷却媒体通路形成部（以下「第１の冷却媒体通路形成部」という。）３２と、第３の冷却媒体通路１２を形成する中央部の冷却媒体通路形成部（以下「第２の冷却媒体通路形成部」という。）３３と、第４の冷却媒体通路１３を形成する後縁側の冷却媒体通路形成部（以下「第３の冷却媒体通路形成部」という。）３４と、第１の折り返し部１７を形成する第１の折り返し部形成部３５と、第２の折り返し部１８を形成する第２の折り返し部形成部３６と、第１の連通孔２０を形成する連通穴形成部３７と、スロット１９を形成するスロット形成部３８とを備えている。また、第１の冷却媒体通路形成部３２、第２の冷却媒体通路形成部３３、第３の冷却媒体通路形成部３４、第１の折り返し部形成部３５、および第２の折り返し部形成部３６は、リブ１６を形成するためのリブ形成部３９を備えている。そして、第１の冷却媒体通路形成部３２と第２の冷却媒体通路形成部３３とは、複数個（本実施形態では２個）の連結部４０を介して連結されている。なお、図２中の符号４１は、鋳造時、図示しない治具に支持される第１の中子支持部である。

本実施形態に係るタービン翼製造用中子３１によれば、ガスタービン動翼１の、第２の冷却媒体通路１１を形成する第１の冷却媒体通路形成部３２と、第３の冷却媒体通路１２を形成する第２の冷却媒体通路形成部３３とが、複数個（本実施形態では２個）の連結部４０を介して連結されているので、中子自身の強度を向上させることができる。
また、このようなタービン翼製造用中子３１を用いた製造方法によれば、鋳造時におけるタービン翼製造用中子３１の変形および破損が防止され、ガスタービン動翼１のサーペンタイン通路の製作精度が向上し、製作誤差が減少することとなるので、ガスタービン動翼製造の歩留まりを良くすることができて、製造コストを低減させることができるとともに、ガスタービン動翼製造の生産性を向上させることができる。

本発明の第１実施形態に係るタービン翼製造用中子について、図４および図５を参照しながら説明する。
図４は本実施形態に係るタービン翼製造用中子を用いて製造されたガスタービン動翼の断面図、図５は本実施形態に係るタービン翼製造用中子の平面図である。
図５に示すように、本実施形態に係るタービン翼製造用中子４５は、第１参考実施形態のところで説明したスロット形成部３８とスロット形成部３８とが、複数個（本実施形態では２個）の第２の連結部４６を介して連結されているという点で上述した第１参考実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１参考実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。

本実施形態に係るタービン翼製造用中子４５によれば、ガスタービン動翼５１の、第２の冷却媒体通路１１を形成する第１の冷却媒体通路形成部３２と、第３の冷却媒体通路１２を形成する第２の冷却媒体通路形成部３３とが、複数個（本実施形態では２個）の第１の連結部４０を介して連結されており、かつ、スロット形成部３８とスロット形成部３８とが、複数個（本実施形態では２個）の第２の連結部４６を介して連結されているので、中子自身の強度を第１参考実施形態のものよりも向上させることができる。
また、このようなタービン翼製造用中子４５を用いた製造方法によれば、鋳造時におけるタービン翼製造用中子４５の変形および破損が第１参考実施形態のものよりも防止され、ガスタービン動翼５１のサーペンタイン通路の製作精度がさらに向上し、製作誤差がさらに減少することとなるので、ガスタービン動翼製造の歩留まりをさらに良くすることができて、製造コストをさらに低減させることができるとともに、ガスタービン動翼製造の生産性をさらに向上させることができる。

さらに、このようなタービン翼製造用中子４５を用いて製造されたガスタービン動翼５１によれば、航空機用ガスタービンエンジン運転中、遠心力によって半径方向内側（図４において下側）に位置するスロット１９内の冷却媒体の一部が、タービン翼製造用中子４５の第２の連結部４６によって形成された第２の連通孔４７（図４参照）を介して半径方向外側に位置する隣のスロット１９内に流入することとなる。また、第２の連通孔４７を介して半径方向外側に位置する隣のスロット１９内に流入する冷却媒体の流量は、第２の連通孔４７の孔径、すなわち、タービン翼製造用中子４５を成形する際に第２の連結部４６の外径を調整することによって調整されることとなる。
これにより、熱負荷が大きくなる領域の上流側に位置するスロット出口２１から排出される冷却媒体の流量を増加させ、熱負荷がさほど大きくない領域の上流側に位置するスロット出口２１から排出される冷却媒体の流量を減少させることができて、翼頂部側の後縁部を略均一に冷却することができ、熱負荷がさほど大きくない領域の過冷却を防止することができる。

本発明の第２参考実施形態に係るタービン翼製造用中子について、図６および図７を参照しながら説明する。
図６は本実施形態に係るタービン翼製造用中子を用いて製造されたガスタービン動翼の断面図、図７は本実施形態に係るタービン翼製造用中子の平面図である。
図６に示すように、本実施形態に係るタービン翼製造用中子５５は、第１参考実施形態のところで説明した第２の折り返し部形成部３６から、第１の中子支持部４１と反対の側（図７において下側）に向かって第２の中子支持部５６が立設されているという点で上述した第１参考実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１参考実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。

本実施形態に係るタービン翼製造用中子５５によれば、鋳造時、第１の中子支持部４１および第２の中子支持部５６が図示しない治具に支持されることとなるので、鋳造中の変形および破損を第１参考実施形態のものよりも低減させることができる。
また、このようなタービン翼製造用中子５５を用いた製造方法によれば、鋳造時におけるタービン翼製造用中子５５の変形および破損が第１参考実施形態のものよりも防止され、ガスタービン動翼６１のサーペンタイン通路の製作精度がさらに向上し、製作誤差がさらに減少することとなるので、ガスタービン動翼製造の歩留まりをさらに良くすることができて、製造コストをさらに低減させることができるとともに、ガスタービン動翼製造の生産性をさらに向上させることができる。

さらに、このようなタービン翼製造用中子５５を用いて製造されたガスタービン動翼６１によれば、航空機用ガスタービンエンジン運転中に、第２の中子支持部５６によって形成された第３の連通孔５７を介して温度上昇していない（温度の低い）冷却媒体がサーペンタイン通路内（より詳しくは、第２の折り返し部１８内）に流入することとなるので、冷却性能を向上させることができる。

本発明の第２実施形態に係るタービン翼製造用中子について、図８および図９を参照しながら説明する。
図８は本実施形態に係るタービン翼製造用中子を用いて製造されたガスタービン動翼の断面図、図９は本実施形態に係るタービン翼製造用中子の平面図である。
図８に示すように、本実施形態に係るタービン翼製造用中子６５は、第１参考実施形態のところで説明したスロット形成部３８とスロット形成部３８とが、複数個（本実施形態では２個）の第２の連結部４６を介して連結されているとともに、第２の折り返し部形成部３６から、第１の中子支持部４１と反対の側（図９において下側）に向かって第２の中子支持部５６が立設されているという点で上述した第１参考実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１参考実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。

本実施形態に係るタービン翼製造用中子６５によれば、ガスタービン動翼７１の、第２の冷却媒体通路１１を形成する第１の冷却媒体通路形成部３２と、第３の冷却媒体通路１２を形成する第２の冷却媒体通路形成部３３とが、複数個（本実施形態では２個）の第１の連結部４０を介して連結されており、かつ、スロット形成部３８とスロット形成部３８とが、複数個（本実施形態では２個）の第２の連結部４６を介して連結されているので、中子自身の強度を第１参考実施形態のものよりも向上させることができる。
また、鋳造時、第１の中子支持部４１および第２の中子支持部５６が図示しない治具に支持されることとなるので、鋳造中の変形および破損を第１参考実施形態のものよりも低減させることができる。
さらに、このようなタービン翼製造用中子６５を用いた製造方法によれば、鋳造時におけるタービン翼製造用中子６５の変形および破損が上述した実施形態のものよりも防止され、ガスタービン動翼７１のサーペンタイン通路の製作精度がさらに向上し、製作誤差がさらに減少することとなるので、ガスタービン動翼製造の歩留まりをさらに良くすることができて、製造コストをさらに低減させることができるとともに、ガスタービン動翼製造の生産性をさらに向上させることができる。

さらにまた、このようなタービン翼製造用中子６５を用いて製造されたガスタービン動翼７１によれば、航空機用ガスタービンエンジン運転中に、第２の中子支持部５６によって形成された第３の連通孔５７を介して温度上昇していない（温度の低い）冷却媒体がサーペンタイン通路内（より詳しくは、第２の折り返し部１８内）に流入することとなるので、冷却性能を向上させることができる。
また、航空機用ガスタービンエンジン運転中、遠心力によって半径方向内側（図８において下側）に位置するスロット１９内の冷却媒体の一部が、タービン翼製造用中子６５の第２の連結部４６によって形成された第２の連通孔４７（図８参照）を介して半径方向外側に位置する隣のスロット１９内に流入することとなる。また、第２の連通孔４７を介して半径方向外側に位置する隣のスロット１９内に流入する冷却媒体の流量は、第２の連通孔４７の孔径、すなわち、タービン翼製造用中子６５を成形する際に第２の連結部４６の外径を調整することによって調整されることとなる。
これにより、熱負荷が大きくなる領域の上流側に位置するスロット出口２１から排出される冷却媒体の流量を増加させ、熱負荷がさほど大きくない領域の上流側に位置するスロット出口２１から排出される冷却媒体の流量を減少させることができて、翼頂部側の後縁部を略均一に冷却することができ、熱負荷がさほど大きくない領域の過冷却を防止することができる。

なお、上述した実施形態において、第２の冷却媒体通路１１を形成する第１の冷却媒体通路形成部３２と、第３の冷却媒体通路１２を形成する第２の冷却媒体通路形成部３３とを連結する第１の連結部４０が、ガスタービン動翼の翼長方向に沿って長軸を有する断面視楕円形状となるように形成されているとさらに好適である。
これにより、航空機用ガスタービンエンジン運転中に、第１の連結部４０によって形成された第４の連通孔６６への応力集中を低減させることができる。

また、上述した実施形態では、第２の冷却媒体通路１１を形成する第１の冷却媒体通路形成部３２と、第３の冷却媒体通路１２を形成する第２の冷却媒体通路形成部３３とが、複数個（上述した実施形態では２個）の第１の連結部４０を介して連結されたタービン翼製造用中子について説明したが、本発明に係るタービン翼製造用中子はこのようなものに限定されるものではなく、第１の連結部４０の代わりに、あるいは第１の連結部４０とともに、第３の冷却媒体通路１２を形成する第２の冷却媒体通路形成部３３と、第４の冷却媒体通路１３を形成する第３の冷却媒体通路形成部３４とを連結する複数個（例えば、２個）の第３の連結部（図示せず）を有するものであってもよい。

さらに、本発明に係るタービン翼製造用中子は、ガスタービン動翼を製造する場合のみに適用され得るものではなく、ガスタービン静翼にも適用可能である。

１タービン動翼（タービン翼）
１９スロット
３１タービン翼製造用中子
３２第１の冷却媒体通路形成部
３３第２の冷却媒体通路形成部
３８スロット形成部
４０第１の連結部
４５タービン翼製造用中子
４６第２の連結部
５１タービン動翼（タービン翼）
５５タービン翼製造用中子
５６第２の中子支持部（中子支持部）
５７第３の連通孔（連通孔）
６１タービン動翼（タービン翼）
６５タービン翼製造用中子
７１タービン動翼（タービン翼）

Claims

内部にサーペンタイン通路を有するタービン翼であって、
前記サーペンタイン通路を形成する第２の冷却媒体通路と第３の冷却媒体通路と第４の冷却媒体通路と、後縁部とを備え、
前記後縁部の少なくとも翼頂部側に、翼長方向に沿って複数個のスロットを備えるとともに、前記第４の冷却媒体通路と前記スロットとが、第１の連通孔のみを介して連通されており、
隣り合う前記スロット同士が、第２の連結孔のみを介して連通されていることを特徴とするタービン翼。
請求項１に記載のタービン翼を具備していることを特徴とする航空機用ガスタービンエンジン。