JP6775987B2 - タービン翼形部 - Google Patents

Description

本明細書で開示される主題は、ガスタービンエンジンに関し、より詳細には、このようなエンジンのためのタービン翼形部に関する。

ガスタービンエンジン又は蒸気タービンエンジンのようなタービンエンジンでは、流体から機械的エネルギーを取り出してこれにより動力及び／又は電力の生成を可能にするよう構成されているブレードに比較的高温の流体が接触する。このプロセスは、所与の期間においては高効率とすることができるが、長期にわたっては、高温の流体は、性能を低下させ、運用コストを増大させる恐れのある損傷を引き起こす傾向がある。

従って、多くの場合、早期故障を少なくとも防止又は遅延させるために、ブレードを冷却することが望ましく必要となる。このことは、比較的低温の圧縮空気を冷却すべきブレードに供給することにより達成することができる。特に、従来の多くのガスタービンにおいて、この圧縮空気は、冷却すべきブレードの各々の底部に流入し、１又はそれ以上の丸い機械加工通路を半径方向に流れて、対流と伝導の組み合わせによりブレードを冷却する。これらの従来のガスタービンにおいて、流体の温度が上昇すると、ブレードを通る冷却流の量を増大させる必要がある。この量の増大は、冷却孔のサイズを大きくすることにより達成することができる。しかしながら、冷却孔のサイズが大きくなると、ブレードの外面に対する各孔の壁厚が減少し、最終的にはブレードの製造容易性及び構造的完全性の問題が生じる。

米国特許出願公開第２０１１０２５００７８号明細書

本発明の１つの態様によれば、タービン翼形部は、前縁、後縁、根元及び先端を含む。また、前縁と後縁の間及び根元と先端の間に延びる正圧側壁も含められる。更に、前縁と後縁の間及び根元と先端の間に延びる負圧側壁も含められる。更にまた、タービン翼形部によって定められ、根元から前記先端まで半径方向に延びて、先端に形成された出口孔に冷却空気を送る非円形冷却チャンネルも含められる。また、タービン翼形部によって定められ、非円形冷却チャンネルから負圧側壁まで延びて、根元と先端との間に半径方向に配置された排気孔も含められる。

本発明の別の態様によれば、ガスタービンエンジンは、圧縮機セクションと、燃焼器セクションと、タービンセクションと、を含む。タービンセクションは、複数の冷却チャンネルを定め、該複数の冷却チャンネルのうちの少なくとも１つが非円形冷却チャンネルであり且つ少なくとも１つが円形冷却チャンネルであるタービン翼形部を含む。タービンセクションはまた、タービン翼形部によって定められ、非円形冷却チャンネルからタービン翼形部の負圧側壁まで延びて、非円形冷却チャンネル及びタービンセクションの高温ガス経路とを流体結合する排気孔を含む。

本発明の更に別の態様によれば、タービン翼形部は、前縁と、後縁と、根元と、先端と、を含む。また、前縁と後縁の間及び根元と先端の間に延びる正圧側壁を含む。更に、前縁と後縁の間及び根元と先端の間に延びる負圧側壁を含む。更にまた、タービン翼形部によって定められ、根元と先端との間で半径方向に延びる複数の非円形冷却チャンネルを含む。また、タービン翼形部によって定められ、根元と先端との間で半径方向に延びる複数の円形冷却チャンネルを含み、複数の非円形冷却チャンネルの全ては、前縁と複数の円形冷却チャンネルとの間に位置する。更に、複数の非円形冷却チャンネルのうちの１つと負圧側壁との間に各々が延びて、複数の非円形冷却チャンネルとタービン翼形部の外部領域とを流体結合する複数の排気孔を含み、複数の排気孔の各々が、根元と先端との間で半径方向に位置付けられる。

本発明とみなされる主題は、本明細書と共に提出した特許請求の範囲に具体的に指摘し且つ明確に特許請求している。本発明の上記及び他の特徴並びに利点は、添付図面を参照しながら以下の詳細な説明から明らかである。

ガスタービンエンジンの概略図。 タービン翼形部の斜視図。 図２の線Ａ−Ａに沿ったタービン翼形部の断面図。

この詳細な説明は、例証として図面を参照しながら、本発明の利点及び特徴と共に例示的な実施形態を説明している。

図１を参照すると、本発明の例示的な実施形態に従って構成されたガスタービンエンジン１０のようなタービンシステムが概略的に例示されている。ガスタービンエンジン１０は、圧縮機セクション１２と、缶アニュラアレイ状に配列された複数の燃焼器組立体（その１つが符号１４で示されている）とを含む。燃焼器組立体は、燃料供給源（図示せず）から燃料を受け取り、圧縮機セクション１２から圧縮空気を受け取るよう構成されている。燃料及び圧縮空気は、燃焼室１８に入って点火され、高温高圧の燃焼生成物又は空気ストリームを形成し、これを用いてタービン２４を駆動する。タービン２４は、圧縮機／タービンシャフト３０（ロータとも呼ばれる）を通って圧縮機１２に動作可能に接続された複数の段２６〜２８を含む。

作動時には、空気は、圧縮機１２に流れて高圧ガスに圧縮される。高圧ガスは、燃焼器組立体１４に供給され、燃焼室１８において燃料（例えば、天然ガス、燃料油、プロセスガス及び／又は合成ガス（シンガス））と混合される。燃料／空気又は可燃性混合気が点火されて、高圧高温の燃焼ガスストリームが形成され、この燃焼ガスストリームがタービン２４に送られて、熱エネルギーから機械的回転エネルギーに変換される。

次に、図１を引き続き参照しながら図２及び３を参照すると、タービン翼形部４０（「タービンバケット」、「タービンブレード翼形部」又は同様のものとも呼ばれる）の一部の斜視図が示される。タービン翼形部４０は、タービン２４のあらゆる段に配置することができることを理解されたい。１つの実施形態において、タービン翼形部４０は、タービン２４の例示の第１の段（すなわち、段２６）内に配置される。３つの段のみが例示されているが、より多くの段又はより少ない段が存在してもよいことを理解されたい。何れの場合においても、タービン翼形部４０は、根元部分４４から先端部分４６まで半径方向に延在する。タービン翼形部４０は、正圧側壁４８と負圧側壁５０とを含み、ここでタービン翼形部４０の幾何形状は、タービン翼形部４０にわたって流体が流れるときにタービン２４に回転力をもたらすように構成される。図示のように、負圧側壁５０は凸面形状であり、正圧側壁４８は凹面形状である。また、前縁５２及び後縁５４も含まれ、これらは正圧側壁４８及び負圧側壁５０によって接合される。以下の考察では、主としてガスタービンに焦点を当てているが、考察する概念は、ガスタービンエンジンに限定されず、タービンブレードを利用するあらゆる回転機械に適用することができる。

正圧側壁４８及び負圧側壁５０は、タービン翼形部４０の半径方向スパン全体にわたって円周方向に離間して配置されて、冷却のためタービン翼形部４０を通って冷却空気を送る少なくとも１つの内部流れチャンバ又はチャンネルを定める。例示の実施形態においては、複数の冷却チャンネル５４が示されており、チャンネルの各々は、タービン翼形部４０の長さに沿って離間している。冷却空気は通常、何らかの従来の手法で圧縮機セクション１２から抽気される。冷却空気は、タービン翼形部４０の先端部分４６に配置された少なくとも１つ、通常は複数の出口孔５６を通って排出される。

複数の冷却チャンネル５４は、例えば、電解加工プロセス（ＥＣＭ）により機械加工することができる。１つの実施形態において、複数の冷却チャンネル５４は、成形管電解加工（ＳＴＥＭ）により形成される。精密な機械加工プロセスであるかにかかわらず、冷却空気は、流体圧力及び／又は遠心力によって冷却チャンネル５４の長さに沿って半径方向に流れるようにされる。冷却空気が流れると、タービン翼形部４０と冷却空気との間で熱伝達が生じる。詳細には、冷却空気は、タービン翼形部４０から熱を奪い、更に、タービン翼形部の中実部分内で伝導性熱伝達を引き起こす傾向がある。伝導性熱伝達は、タービン翼形部４０が比較的高温条件に耐え得る金属材料（金属及び／又は金属合金など）から形成されることにより促進することができる。熱伝達全体は、例えば、ガスタービンエンジン１０を流れる比較的高温の流体とタービン翼形部４０との間の接触の結果として生じるはずのタービン翼形部の温度を低下させる。

複数の冷却チャンネル５４の全ては、同様の断面幾何形状から形成されることは企図されるが、例示の実施形態では、冷却チャンネル５４の少なくとも一部は、実質的に非円形断面形状を有するように定めることができ、本明細書では非円形冷却チャンネル６０と呼ばれ、複数の冷却チャンネル５４の少なくとも１つは円形の断面幾何形状を有し、本明細書では円形冷却チャンネル６２と呼ばれる。非円形冷却チャンネルの非円形形状は、冷却チャンネルの外周の増大及び断面積の増大を可能にし、製造容易性及び構造的完全性を維持するのに必要な壁の厚さを超えて犠牲にすることなくより高度の熱伝達をもたらすようになる。例示のように、複数の冷却孔は、上述の非円形幾何形状を有することができ、同様に複数の冷却孔は、円形の幾何形状を有してよい。

１又は複数の冷却孔が非円形である場合、冷却チャンネルは、限定ではないが、楕円又は他の細長い形状を含む、様々な代替の形状を有することができる。冷却チャンネルは、丸みがあるか又は角があるか、規則的か又は不規則的とすることができる。冷却チャンネルは、所定の軸線の周りに対称的であるか、又は何れかの所定の軸線の周りに非対称的とすることができる。冷却チャンネルは、正圧側壁及び負圧側壁の局所的輪郭に似た輪郭を有する細長い側壁を有して定めることができ、壁チャンネルの壁が、製造容易性及び構造的完全性を維持するのに必要な壁の厚さ以上の厚さを備えて細長になるようにする。同様に、冷却チャンネルは、タービン翼形部４０の円周方向よりも軸方向でより長くすることができ、及び／又は１を含まず１未満又はそれよりも大きい縦横比を有することができる。

非円形冷却チャンネル６０の実質的な非円形性は局所的とすることができ、非円形冷却チャンネル６０の半径方向の部分長に沿って延びることができ、或いは、非円形冷却チャンネル６０の半径方向の全長に沿って延びることができる。このようにして、非円形冷却チャンネル６０の実質的な非円形性によって可能となった熱伝達性の向上は、タービン翼形部の長さの一部のみ、又はタービン翼形部４０の全長に沿った一部に提供することができる。

１又は複数の非円形冷却チャンネル６０及び１又は複数の円形冷却チャンネル６２の相対的な位置決めが例示される。詳細には、１つの実施形態において、非円形冷却チャンネル６０の全ては、前縁５２に対する円形冷却チャンネル６２の近接性に比べて非円形冷却チャンネル６０の方が前縁５２により近接しているように、円形冷却チャンネル６２と前縁５２との間に配置される。

非円形冷却チャンネル６０内の圧力を低減して、これにより冷却空気が効率的にチャンネルを通過するのに必要な供給圧を下げるために、少なくとも１つの排気孔７０が含められ、タービン翼形部４０によって定められる。詳細には、各非円形冷却チャンネル６０は、非円形冷却チャンネル６０と、タービン翼形部４０の負圧側壁５０側上の外部領域との間にタービン翼形部４０を貫通する通気口（高温ガス経路などの）を形成するため、少なくとも１つの排気孔、場合によっては複数の排気孔を含む。排気孔７０は、冷却空気を非円形冷却チャンネル６０から高温ガス経路内に抽気して、冷却チャンネル内の圧力を低下させるように構成される。排気孔７０は、非円形冷却チャンネル６０との交差部の位置に排気孔入口７２と、負圧側壁５０に排気孔出口７４とを含む。排気孔７２は、タービン翼形部４０に沿ったあらゆる位置に半径方向に配置されることが企図されるが、通常は排気孔７０の全て又は一部は、根元部分４４よりも先端部分４６により近接して配置される。

非円形冷却チャンネル６０をタービン翼形部４０の前縁５２近くに位置付けること、及び関連する１又は複数の排気孔を含めることは、前縁５２近くにより高い圧力が存在することに基づいて有益である。この前縁５２近くのより高い圧力は、チャンネルを通過する所要冷却流を前縁５２に近接して維持することへの課題をもたらす。バケットの根元での所与の供給圧力において、この領域におけるキャビティ圧力（すなわち、吸込み圧力）を低減することが望ましく、前縁付近の翼形部の全体の冷却が確保される。

排気孔７０は、あらゆる好適な幾何形状で形成することができる。例えば、楕円形、円形、方形、又は矩形を利用することができるが、このリストは全てを網羅しているものではない。従って、例示され上述された幾何形状は利用可能な形状の限定ではない点を理解されたい。孔の精密な形状にかかわらず、孔の断面形状は、孔の長さ全体にわたって一定のままとすることができ、或いは、長さの関数として変化することができることは企図される。加えて、図示のように、排気孔７０は、冷却空気が孔を通って高温ガス経路に放出する傾向を高めるためにある角度でタービン翼形部４０を貫通して延びることができる。排気孔７０の角度付けは、孔から流出する冷却流が翼形部の負圧面にわたって流れる高温ガスと円滑に混合するように排気孔を位置合わせすることを意味する。通常、これは、前縁５２に対しての排気孔出口７４の近接性と比べて、排気孔入口７２の方を前縁５２により近接して配置する向きで排気孔７０を位置合わせすることを含む。換言すると、排気孔７０は、入口から出口まで後縁５５に向かって角度が付けられる。しかしながら、代替の角度付けも企図される。例えば、排気孔７０は、入口から出口まで前縁５２に向かって角度を付けてもよい。加えて、排気孔７０は、半径方向に角度を付けることができる。例えば、排気孔７０は、入口から出口まで根元部分４４から先端部分４６に角度を付けることができ、或いはその逆もまた可能である。

有利には、非円形冷却チャンネルと該冷却チャンネルに関連する排気孔との組み合わせにより、冷却空気をタービン翼形部に十分に送給するのを確実にするために供給圧力を増大させる必要がなくなる。加えて、本明細書で記載される実施形態は、タービン翼形部の幾何形状全体を再設計する必要がなく、従って、ガスタービンエンジンのような用途内でのタービン翼形部の空力性能が維持される。限られた数の実施形態のみに関して本発明を詳細に説明してきたが、本発明はこのような開示された実施形態に限定されないことは理解されたい。むしろ、本発明は、上記で説明されていない多くの変形、改造、置換、又は均等な構成を組み込むように修正することができるが、これらは、本発明の技術的思想及び範囲に相応する。加えて、本発明の種々の実施形態について説明してきたが、本発明の態様は記載された実施形態の一部のみを含むことができる点を理解されたい。従って、本発明は、上述の説明によって限定されるとみなすべきではなく、添付の請求項の範囲によってのみ限定される。

１０ ガスタービンエンジン
１２ 圧縮機セクション
１４ 燃焼器組立体
１８ 燃焼室
２４ タービン
２６−２８ 複数の段
３０ ロータ
４０ タービン翼形部
４４ 根元部分
４６ 先端部分
４８ 正圧側壁
５０ 負圧側壁
５２ 前縁
５４ 複数の冷却チャンネル
５５ 後縁
５６ 複数の出口孔
６０ 非円形冷却チャンネル
６２ 円形冷却チャンネル
７０ 少なくとも１つの排気孔
７２ 排気孔入口
７４ 排気孔出口

Claims (10)

1. タービン翼形部（４０）であって、
   前縁（５２）と、
   後縁（５５）と、
   根元（４４）と、
   先端（４６）と、
   前記前縁と前記後縁の間及び前記根元と前記先端の間に延びる正圧側壁（４８）と、
   前記前縁と前記後縁の間及び前記根元と前記先端の間に延びる負圧側壁（５０）と、
   当該タービン翼形部によって定められ、前記根元から前記先端まで半径方向に延びて、当該タービン翼形部を通して半径方向に冷却空気を送る複数の非円形冷却チャンネル（６０）と、
   当該タービン翼形部によって定められ、前記根元から前記先端まで半径方向に延びて、当該タービン翼形部を通して半径方向に冷却空気を送る複数の円形冷却チャンネル（６２）であって、前記複数の非円形冷却チャンネル（６０）のすべてが、前記前縁と該複数の円形冷却チャンネル（６２）との間に配置されている、複数の円形冷却チャンネル（６２）と、
   当該タービン翼形部によって定められた複数の排気孔（７０）であって、該複数の排気孔の各々が、前記複数の非円形冷却チャンネルの１つと前記負圧側壁との間に延びて前記複数の非円形冷却チャンネルと当該タービン翼形部の外部領域とを流体結合しており、該複数の排気孔の各々が前記根元と前記先端との間に半径方向に配置されている、複数の排気孔（７０）と
   を備える、タービン翼形部（４０）。
2. 前記複数の非円形冷却チャンネル（６０）の各々が、前記先端（４６）に形成された出口孔（５６）に冷却空気を送る、請求項１に記載のタービン翼形部（４０）。
3. 前記複数の非円形冷却チャンネルの少なくとも１つが、その全長に沿って非円形の幾何形状を含む、請求項１又は請求項２に記載のタービン翼形部（４０）。
4. 前記複数の排気孔の少なくとも１つが排気孔入口（７２）と排気孔出口（７４）とを含み、該排気孔は、前記排気孔入口の前記先端への近接性に比べて前記排気孔出口の方が前記先端により近接して配置されるように角度が付けられる、請求項１乃至請求項３のいずれか１項に記載のタービン翼形部（４０）。
5. 前記複数の排気孔の少なくとも１つが排気孔入口（７２）と排気孔出口（７４）とを含み、該排気孔は、前記排気孔出口の前記先端への近接性に比べて前記排気孔入口の方が前記先端により近接して配置されるように角度が付けられる、請求項１乃至請求項３のいずれか１項に記載のタービン翼形部（４０）。
6. 前記複数の排気孔の少なくとも１つが、前記根元よりも前記先端により近接した位置にある、請求項１乃至請求項５のいずれか１項に記載のタービン翼形部（４０）。
7. 前記複数の非円形冷却チャンネルの各々が、前記先端（４６）に形成された出口孔（５６）に冷却空気を送る、請求項１乃至請求項６のいずれか１項に記載のタービン翼形部（４０）。
8. 前記複数の非円形冷却チャンネルの少なくとも１つが、成形管電解加工により形成される、請求項１乃至請求項７のいずれか１項に記載のタービン翼形部（４０）。
9. ガスタービンエンジン（１０）であって、
   圧縮機セクション（１２）と、
   燃焼器セクション（１４）と、
   請求項１乃至請求項８のいずれか１項に記載のタービン翼形部（４０）を含むタービンセクション（２４）と
   を備える、ガスタービンエンジン（１０）。
10. 前記タービン翼形部（４０）が、当該ガスタービンエンジン（１０）のタービンセクション（２４）の第１段に配置される、請求項９に記載のガスタービンエンジン（１０）。