JPH04232304A - 冷却翼形動翼 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】本発明は冷却動翼、殊にガスタービンエン
ジンのタービンに用いるのに適した冷却動翼に関する。

【０００２】近代のガスタービンエンジンのタービンは
極く高温で作動することを要求され、これは、これらの
タービンに付く動翼に多大の要求を課す。従って、その
ような厳しい環境下で作動し得るようにするためにター
ビン動翼に或る形式の内部冷却を与えることが慣行とな
っている。代表的には、そのような動翼に、冷却流体、
通常は空気、を通す内部通路を設ける。

【０００３】できるだけ効果的な動翼冷却を保証するた
めに、概して蛇行形の冷却空気通路を動翼内に設けるこ
とが公知である。このことは必然的に、冷却空気通路が
角度１８０°までの曲がりを有することを意味する。不
幸にして、これらの曲がりをめぐって冷却空気が流れる
時、圧力降下が生ずる。例えば、そのあとで冷却空気を
動翼外側表面のフィルム冷却に使用することが意図され
る場合、これは問題となり得る。フィルム冷却は、内部
の冷却空気通路を動翼外部に連結する複数の小孔から空
気を排出す必要がある。内部通路内の空気圧の低下は、
当然、これらフィルム冷却孔を通って出る空気の量をそ
れに応じて減少させることになる。

【０００４】空気が通路の曲がりをめぐって流れる時の
冷却空気の圧力降下を少なくするために様々な試みが為
された。一つの試みは通路の曲がりに偏向羽根を置くこ
とであった。これは圧力降下を減少させるけれども、動
翼重量を増し、製作を複雑にする。

【０００５】殊に１８０°曲がりに関して用いられたも
う一つの試みは、通路の内壁の修正を含む。具体的には
、流入通路から流出通路へ、冷却空気流の方向に断面積
を漸進的に減じてから増すように、流入通路部分と流出
通路部分を分ける通路部分を局部的に厚くするように壁
を修正する。

【０００６】このような仕組みは、冷却空気が曲がりを
めぐる時の圧力降下を減少することにはなるが、この減
少はそれでも、望ましいほどに大きくはない。

【０００７】曲がりを含み、その曲がりによって生ずる
冷却流体の圧力降下が従来よりも小さくなるように修正
された内部冷却流体通路を有する冷却動翼を与えること
が本発明の目的である。

【０００８】本発明によれば、ガスタービンエンジンの
タービンに適した動翼は、正圧側面と負圧側面を有する
縦方向に延在する翼形部分を含み、該側面は該翼形部分
の内部においてほぼ縦方向に延在する壁によって連結さ
れており、該壁は横並びにほぼ縦方向に延在する関係に
配設される第１と第２の冷却流体通路部分を部分的に画
成し、該第１と第２の通路部分は曲がり通路部分によっ
て直列の流体流れ関係に連結され、該第１の通路部分は
冷却流体を該曲がり部分に流すようにされ、該第２の流
路部分は該曲がり部分から冷却流体を排出するようにさ
れ、該壁部材は該曲がり部分の領域にて局部的に厚肉さ
れて、該第２の通路部分の上流端をほぼ冷却流体流れの
方向に局部的に漸進的に連続して狭めてから、拡げてお
り、該側面の少なくとも一つとそれに隣接する厚肉壁部
材部分との間の鋭角を大幅に無くすように、該第２の通
路部分の上流端にて該局部的厚肉壁部材部分が該少なく
とも一つの側面に向けて漸進的に厚みを増すような形態
を該局部厚肉壁部材部分が有する。

【０００９】以下に添付図面を参照しつつ説明する。

【００１０】図１を参照すると、ガスタービンエンジン
の高圧タービンの動翼１０が示される。動翼１０は従来
のように、ダスタービンエンジンのタービン内部に回転
するように配置されるディスクの周囲に、複数の同形の
動翼と共に取付けられる。

【００１１】動翼１０は、前記ディスクに動翼１０を取
付けるためのクリスマスツリー形態の、従来通りの付根
部分１１を含む。付根部分１１の半径方向外方にプラッ
トホーム１２があり、翼形断面部分１３がプラットホー
ム１２の半径方向外方にある。翼形部分１３の半径方向
最外方端にシュラウド部分１４がある。プラットホーム
１２とシュラウド部分１４は共に、翼形部分１３が作動
時に配置されるタービンのガス通路の一部分を画成する
役目を持つ。

【００１２】翼形部分１３の上を作動時に流れるガスは
、通常、非常に高温であり、それ故に、翼形部分全体の
温度を許容値に保つために、翼形部分１３の内部に冷却
空気が供給される。そのような冷却が実施されないと、
少なくとも翼形部分１３は過熱し、損傷または破壊さえ
も生じる可能性がある。

【００１３】翼形部分１３の冷却に使用される冷却空気
は動翼１０が取付けられるガスタービンエンジンの圧縮
柱部から抽出される。空気は公知のような適当なダクト
を通って翼形部分１３の内部に流れる。そこで空気は有
効な全体冷却を与えるために、適切な形態の通路を通っ
て流れたあと、動翼１０から放出される。

【００１４】翼形部分１３の有効な冷却には、翼形部分
１３の少なくとも一部分において、冷却空気がほぼＵ字
形進路をたどる必要がある。よって、空気は約１８０°
の角度を旋回することを要求される。そのような進路は
、図１の部分断面部に示される。冷却空気はほぼ縦方向
に延在する第１の通路部分１５を通ってほぼ半径方向内
方に流れ、動翼プラットホーム１２の領域にある曲がり
１６に達する。曲がりは空気を１８０°旋回させて、第
２の通路部分１７に排出し、空気はそれを通って半径方
向外方に流れる。第１と第２の通路部分１５、１７は従
って横並び関係になる。

【００１５】通路部分１５、１７は、ほぼ平らな形態の
縦方向壁部材１８によって分離され、部分画成される。 しかし、図２を参照すると、もっと良く判るように、壁
部材１８の端１９は曲がり部分の領域で局部的に厚肉に
されている。

【００１６】図２および図３を参照すると、壁部材１８
は翼形部分１３の負圧側面２０と正圧側面２１を連結す
る。側面２０、２１は第１と第２の通路部分１５、１７
を補助的に画成する。

【００１７】壁部材１８の局部厚肉端１９は、第２の通
路部分１７の上流部だけに厚肉領域が突き出るように厚
くされる。これは、第２の通路部分１７の上流部分が冷
却空気流の方向に漸進的に狭くなってから広くなるよう
にする。対照的に第１の通路部分１５の下流端はほぼ一
定の断面積を持つ。

【００１８】特に図３を参照すると、壁部材１８は２つ
の翼形部分側面２０、２１に対して角度が付いている。 これは、鋳造によって動翼１０の製作の間、コアの取外
しを容易にするためである。しかし、壁部材１８が局部
的に厚くされている第２の通路部分１７の上流領域では
、負圧側面２０と厚肉壁部材端１９との間に、さもない
と存在したであろう著しい鋭角を実質的に避けることが
、本発明の重要な特徴である。厚肉壁部分１９と負圧側
面２０の交差領域における既に厚くされた壁部材端１９
の厚さを修正することによって、これが達成される。 具体的には、厚肉壁部材端１９が拡げられたフィレット
を画成するように、領域２２にてさらに厚くされる。こ
れは、第２の通路部分１７の上流領域にて、厚肉壁部材
端１９と負圧および正圧側面２０、２１との間の角度が
９０°よりも著しく小さくならないことを保証する。

【００１９】概して言えば、第２の通路部分１７の上流
端の領域において、側面２０、２１の少なくとも一つと
それに隣接する局部厚肉壁部材端１９との間の鋭角を大
幅に無くするように、壁部材１８の厚肉端１９を該少な
くとも一つの側面に向けて漸進的にさらに厚くすること
が必要である。

【００２０】第１の通路部分１５の冷却空気流が曲がり
部分１６によって１８０°旋回されることから生ずる空
気圧力損失をできるだけ少なくする上で、壁部材１８の
端１９の厚肉形態と、壁部材１８の端１９と側面２０、
２１の間の角度関係とが重要である。

【００２１】この圧力損失を少なくする上での本発明の
効果を実証するために、本発明の性能を３つの公知の動
翼冷却形態の性能と比較する一連の試験を実施した。図
４および図５に示す第１の形態は、厚肉部分が設けられ
ていない壁部材２３を有する。図６および図７に示す第
２の形態は、同じように厚くされない壁部分２３を有す
るが、偏向羽根２４を付加されている。図８および図９
に示す第３の形態は、本発明の壁部材１８に似た仕方で
端が厚くされた壁部材壁部材２５を有する。しかし、図
９に最も良く示されるように、壁部材２５が動翼側面２
６、２７と交差する領域に厚肉化の修正が無い。その結
果、第２の冷却流体流路部分の上流部分における負圧側
面２６と壁部材２５の交差部に鋭角２８が存在する。こ
れは当然、そのような鋭角が避けられている、本発明の
実施例と対照的である。

【００２２】本発明のものも含めた全ての装置において
、加圧された空気は第１の通路部分１５を通り、曲がり
部分１６を回って、第２の通路部分１７を通って流され
た。第１と第２の通路部分１５、１７の双方の様々な個
所にて空気の静圧が監視された。

【００２３】しかし、この４つの異なる装置の有意義な
比較を保証するために、その圧力比が計算された。すな
わち、第２の通路部分１７の測定静圧を第１の流路部分
１５の測定静圧で除した。

【００２４】次表のＡは本発明による仕組みの性能を表
わし、Ｂは図８および図９に示す形態の性能を表わし、
Ｃは図６および図７に示す形態の性能を表わし、Ｄは図
４および図５に示す形態の性能を表わす。

【００２５】

【００２６】空気が曲がり部分１６を回って流れるにつ
れて有害抵抗から生ずる冷却空気圧力の降下は、本発明
の仕組みＡが従来の３つの形態の場合よりも小さくなる
ことが、従って、上記の結果から明らかである。それ故
、第２の冷却空気通路部分１７の冷却空気の圧力は高く
なり、それにより、例えばタービン動翼１０の外部のフ
ィルム冷却のために、冷却空気をより有効に用いること
ができることを保証する。

【００２７】空気冷却翼形の動翼を引用して、本発明を
説明したけれども、ガスタービンエンジンのタービンに
使用する静翼にも本発明を適用し得ることは明らかであ
る。よって、本明細書における翼形動翼についての記述
は翼形静翼にも拡張されるものと考えるべきである。ま
た、１８０°旋回する冷却空気流路を有する動翼を引用
して、本発明を説明したけれども、１８０°より幾らか
小さい角度に冷却空気流が旋回する動翼にも本発明が該
当することは明らかである。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明による翼形動翼の部分断面を示す側面図
である。

【図２】図１に示す翼形動翼の部分断面部分の拡大図で
ある。

【図３】図２の３−３線に沿う断面図である。

【図４】従来の冷却空気流路形態を示す、図２に似た断
面を示す側面図である。

【図５】図４の５−５線に沿う断面図である。

【図６】いま一つの従来の冷却空気流路形態を示す、図
２に似た断面を示す側面図である。

【図７】図６の７−７線に沿う断面図である。

【図８】さらにいま一つの従来の冷却空気流路形態を示
す、図２に似た断面を示す側面図である。

【図９】図８の９−９線に沿う断面図である。

【符号の説明】

１０　　動翼 １３　　翼形部分 １５　　第１の通路部分 １６　　曲がり部分 １７　　第２の通路部分 １８　　壁部材 １９　　壁部材厚肉端 ２０　　負圧側面 ２１　　正圧側面

Claims (6)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】　　正圧側面と負圧側面を有する縦方向に
   延在する翼形部分を含み、該側面は該翼形部分の内部に
   おいてほぼ縦方向に延在する壁によって連結されて、横
   並びにほぼ縦方向に延在する関係に配設される第１と第
   ２の冷却流体通路部分を部分的に画成し、該第１と第２
   の通路部分は曲がり通路部分によって直列の流体流れ関
   係に連結され、該第１の通路部分は冷却流体を該曲がり
   部分に流すようにされ、該第２の流路部分は冷却流体を
   該曲がり部分から排出するようにされ、該第２の通路部
   分の上流端をほぼ冷却流体流れの方向に漸進的に狭くし
   てまた拡げるように、該壁部材が該曲がり部分の領域に
   て局部的に厚くされており、該側面の少なくとも一つと
   それに隣接する厚くされた該壁部材部分との間の鋭角を
   実質的に無くすように、該第２の通路部分の上流端にて
   該局部的に厚くされた壁部材部分が該少なくとも一つの
   側面に向けて漸進的に厚みを増すような形態を該局部的
   に厚くされた壁部材部分が有する、ガスタービンエンジ
   ンのタービンに適した翼形動翼。
2. 【請求項２】　　該局部的に厚くされた壁部材部分が該
   負圧側面に向かって厚みを増す、請求項１の翼形動翼。
3. 【請求項３】　　該縦方向に延在する壁部材は、該正圧
   側面と該負圧側面とにほぼ直角ではない、請求項１の翼
   形動翼。
4. 【請求項４】　　該曲がり通路部分が該翼形部分の縦方
   向端の一つに隣接している、請求項１の翼形動翼。
5. 【請求項５】　　該曲がり通路が隣接する該翼形部分の
   縦方向端は、該翼形動翼をガスタービンエンジンのター
   ビンに取付けた時に、該翼形部分の半径方向内方端とな
   る、請求項１の翼形動翼。
6. 【請求項６】　　該第１と第２の冷却通路部分は相互に
   ほぼ平行である、請求項１の翼形動翼。