JPH08503533A - 内部冷却タービン - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 冷却流体を後縁（７２）に方向付けるそらせ板のない冷却通路（６６）を有するタービン翼型（４４）が開示されている。詳細な構造は様々に開発され、冷却流体を半径方向から軸方向へ向けるための軸向きの中断されたチャネル（１０４）を供給する。好ましい実施例においてタービン翼型（４４）は冷却通路（４４）を有し、冷却通路は複数の半径方向に隔置された壁（７６）と壁（７６）の下流にある複数の半径方向に隔置された分流部材（８２）と壁（７６）と分流部材（８２）との間に軸方向に位置する半径方向に隔置された架台（７８）とを有する。壁（７６）と分流部材（８２）とは隣接するチャネル（１０４）の間に対流を可能とする軸断続部を有するチャネルを規定する。対流によって隣接する壁（７６）の間のサブチャネル（９２）を封鎖するという悪い影響が最小限となる。架台（７８）はサブチャネル（９２）から流出する冷却流体が架台（７８）に衝突するようにサブチャネル（９２）の線上にある。

Description

【発明の詳細な説明】 内部冷却タービン 技術分野 本発明はガスタービンエンジンに関し、より詳細には内部に冷却通路を有する タービン翼型に関するものである。 発明の背景 一般的なガスタービンエンジンは、作動流体を連続して圧縮機、燃焼室、ター ビンに供給する軸方向に延在した環状流路を有する。圧縮機は複数の回転ブレー ドを有し、この回転翼ブレードが作動流体にエネルギを加える。作動流体は圧縮 機を出ると燃焼室に入る。燃料は圧縮された作動流体と混合され、この混合物は 点火されて作動流体にさらにエネルギを加える。燃焼によって生じた生成物はタ ービンを通って膨張される。タービンは他の複数の回転ブレードを備え、膨張し ている流体からエネルギを抽出する。この抽出されたエネルギの一部は、圧縮機 とタービンとを相互接続するロータシャフトを経由して再び圧縮機に伝達される 。抽出されたエネルギの残りは他の用途にも使い得る。 作動流体と圧縮機とタービンとの間でエネルギを効率的に伝達できるか否かは 、多くのパラメータによって決まる。これらのパラメータの１つとして、作動流 体の流れ方向に対して回転翼型をどの方向に向けるかということが挙げられる。 このため、羽根と呼ばれる 非回転翼型領域は一般にロータブレードの各領域の上流に配置されている。羽根 は流れの方向を適宜変えてブレードに作用させる。別のパラメータはブレードお よび羽根の両方の翼型の大きさおよび形状である。翼型は普通、空気力学的に最 善の状態にされ効率良くエネルギを送る。しかし実際的に考慮すべき様々な問題 から、大きさや形状は制限されてしまう。 燃焼過程によって発生したエネルギ量は燃焼過程の温度に比例する。ある一定 の燃料と酸化剤については、燃焼エネルギが増大するにつれて燃焼生成物の温度 も上昇する。しかし、普通、タービン部を通り抜ける作動流体の許容温度は燃焼 過程用に温度制限が設けられている。 タービン構成要素の過熱を防ぐ１つの方法は、圧縮機から導かれた冷却流体を 利用してタービンを冷却することである。一般にこの流体は燃焼過程の影響は受 けないので、タービン内の作動流体よりかなり低い温度である。冷却流体はター ビン内の様々な構造内を通過したりその周囲を通って流れたりする。冷却流体の 一部は、冷却流体を通過させるための内部通路を持つタービン翼型を通過して流 れる。冷却流体がこれらの通路を通過する際、熱はタービン翼型面から冷却流体 へ伝達される。 圧縮機の流体を利用してタービンを冷却する方法では、結果としてガスタービ ンエンジン全体の効率が低くなるという問題がある。圧縮された流体の一部はタ ービンの様々な領域をバイパスしているので、圧縮機の流体とバイパスされたタ ービン領域との間ではエネルギを有効に伝達することはできない。圧縮機の流体 を用いた冷却 で燃焼温度を高くできたとしても、この温度は効率損失によって相殺されてしま う。このような相殺状態が発生するため、圧縮機から導かれた冷却流体を効率的 に利用することは特に重要になってくる。冷却流体を効率的に利用するには、最 小限の量の冷却流体から最大限に伝熱を達成する必要がある。 タービン羽根を冷却する一般的な方法はタービン羽根内に配置された衝突管、 すなわちそらせ板を使用することである。このそらせ板はタービン羽根を介して 延在し、冷却流体源と流体連通している。このそらせ板には隔置された複数の衝 突孔が形成されており、冷却流体はこの穴を通過する。そらせ板を出た冷却流体 はタービ羽根内部の表面に衝突する。衝突孔が設けられていることで冷却流体は タービン羽根内に分散し、特定位置で冷却不足が起こることはない。 そらせ板を使用する場合の問題点としては、そらせ板には翼型の大きさ、形状 に制限があるという点が挙げられる。すなわち、第一に、翼型は翼型内にそらせ 板を挿入できるよう十分な厚さがなければならない。第二に、三次元の湾曲部を 有する複雑な形状のものはそらせ板を翼型内に装入しなければならず、実用的で はないことである。 上記技術にもかかわらず、本願出願人の譲受人からの指示に基づいて、科学者 およびエンジニアらは、効果的なタービン翼型の空気力学的な形に最小量の冷却 流体を衝突させることでターボマシンの全体効率を最大限活用できるよう研究中 である。 発明の開示 本発明によれば、タービン翼型は、そらせ板のない通路を備える。この通路は 冷却流体の流路を形成するとともに、冷却流体を後縁部に分流するために、軸方 向に向かうチャネルを有する。このチャネルは一連のものではなく、その一部が 断続された（interrupted）形状となっている。 本発明のある実施態様によれば、このチャネルは、圧力壁と吸引壁との間に延 在している半径方向に隔置された壁と、後縁部に沿って半径方向に隔置され、か つその壁の下流に軸方向に隔置された分流部材と、その壁と分流部材との間に軸 方向に配置された架台とを具備する。架台は隣接する一対の壁によって規定され たサブチャネルから流出する流体が架台と衝突するようにその壁から半径方向に ずれた位置にある。分流部材は、隣接する架台の間を流れる流体が分流部材前縁 部と衝突するように架台から半径方向にずれた位置にある。この分流部材は吸引 壁リップをこえて軸方向に延在し、リップの気膜冷却を提供する拡散手段を形成 している。 本発明の原理的な特徴はタービン翼型内でそらせ板のない冷却通路があること である。もう一つの特徴は、軸方向に延在して断続的に（interrupted）形成さ れたチャネルである。特定の実施態様の特徴はチャネル内に配置された架台であ る。 本発明の基本的な利点は、そらせ板のない冷却路を備えたことでタービン翼型 を空気力学的に最善にできることである。そらせ板がないので、そらせ板に合う ように十分な半径方向の厚さを考慮せずにタービン翼型の寸法を決めることがで きる。さらに、そらせ板の挿入に合わせるよう空気力学的な形の三次元の湾曲部 を制限しない で作れることである。 もう一つの特徴は、チャネルの採用によりタービン翼型内の冷却流体を効率よ く使用できることである。このチャネルは冷却流体を半径方向に分流し、冷却流 体の流れを後縁部に向かう軸方向に向ける。他の利点は、チャネルの閉塞（bloc kage）にも対応できるように、冷却を行うための形状に工夫がこらされているこ とである。 チャネルの中間部を欠損させることでチャネルを断続させているので、隣接し ているチャネルを通り抜ける冷却流体はこの断続部を交差し、閉塞部の下流で閉 塞チャネルに流れる。閉塞されたチャネルによる影響（impact）を最小限にする ことで、後縁部に沿った熱点の発生は、流体の交差流により防止される。特定の 実施態様の利点は、チャネル内で流体を冷却する衝突表面となる架台により、チ ャネル内を効果的に冷却できるという点である。サブチャネルから流出する冷却 流体は架台と衝突し、この衝突により架台で渦巻が発生する。これによって、冷 却流体と隣接するタービン翼型表面との間に熱が伝達される。この時、隣接する 架台の間に流れる冷却流体は分流部材前縁部と衝突し、さらに熱を伝達する。 本発明の上記および他の目的、特徴、利点は添付の図面に示された好ましい実 施例についての以下の詳細な説明から、よりいっそう明らかになろう。 図面の簡単な説明 図１はガスタービンエンジンの側断面図である。 図２は上流タービン羽根アセンブリ、タービンブレードアセンブ リおよび下流タービン羽根アセンブリの部分側断面図である。 図３はタービン羽根を示す図２の線３−３に沿って切った断面図である。 図４はタービン羽根を示す図３の線４−４に沿って切った断面図であり、特に トリップストリップと壁と架台と分流部材とを有する冷却通路を示す部分切欠図 である。 図５は冷却流体の流れ方向を矢印で示した隣接するチャネルを示す図である。 発明を実施するための最良の形態 図１は一般的なターボマシンを表すものとして示されるガスタービンエンジン １２を示す。ガスタービンエンジンは軸向流路１４と圧縮機１６と燃焼器１８と タービン２２とを有する。軸向流路は圧縮機と燃焼器とタービンとを介して連続 的に流れる作動流体用の通路を規定している。圧縮機はロータアセンブリ２４を 有し、このロータアセンブリは複数の回転ブレード２６とステータアセンブリ２ ８とを有する。ステータアセンブリは複数の羽根３２を有する。 タービンもまたロータアセンブリ３４を有し、このロータアセンブリは複数の タービンブレード３６とステータアセンブリ３８とを有する。ステータアセンブ リは複数のタービン羽根４２を有する。タービンは燃焼器の下流に位置するため 燃焼器から流出する温熱作動流体と接触する。圧縮機から流出する作動流体の一 部は燃焼工程を回避して冷却流体としてタービンに流入する。 図２は第１段のタービン羽根４４と第１段のロータブレード４６ と第２段のタービン羽根とを示す。第１段のタービン羽根は燃焼器から流出する 温熱作動流体の影響を直接受ける。第１段のタービン羽根は第１段のタービンブ レードに最適に作用するように作動流体の流れを方向付ける手段を提供する。第 １段のタービン羽根流体の温度を許容範囲内に維持するため、冷却流体は矢印５ ２、５４で示されるように半径方向内方および外方に中空タービン羽根を介して 流れる。 この冷却流体はタービン羽根内の内部通路内を流れて冷却し、タービン羽根の 周囲に配置された冷却孔を介して流出し、タービン羽根の表面をさらに冷却する 。タービンブレードは作動流体に作用して作動流体からタービンブレードへエネ ルギを伝達する。伝達されたエネルギによってタービンブレードとロータアセン ブリとはガスタービンエンジンの長手方向の軸１３を中心として回転する。 タービン羽根の場合と同様に冷却流体はタービンブレード内の通路を介して流 れ、図示しないが冷却孔を介してタービンブレード内に流出する。冷却流体は、 通路を流れる際にタービンブレードを対流冷却し、冷却孔を通って流出した後タ ービンブレードの表面を気膜冷却する。 第２段のタービン羽根は第１段のタービン羽根同様、下流側のロータブレード に最適に作用するように作動流体の流れを方向付ける手段を提供する。第１段の タービン羽根ほど極端な温度の作動流体の影響は受けずに済むが、第２段のター ビン羽根もまた冷却が必要である。 この冷却は、矢印５８で示すようにタービン羽根内の通路を介し て中空タービン羽根内に流入する冷却流体の半径方向内方への流れによって達成 される。この冷却流体の一部はタービン羽根内の冷却孔（図示せず）を介して流 出し、残りはタービン羽根の半径方向内方に配置された冷却流体イジェクタを介 して流出しシールキャビティ６２を冷却する。 図３および図４は第１段のタービン羽根４４の断面図である。第１段のタービ ン羽根は本発明が引用されているタービン翼型の一例として示されている。図３ に示すように、タービン羽根は冷却流体を流すための２本の内部通路を有する。 第１通路は冷却流体の半径方向外方への流れに連通してタービン羽根の前縁部６ ８を冷却する。第２通路すなわち後縁冷却通路は冷却流体の半径方向内方への流 れに連通してタービン羽根７２の後縁部を冷却する。 本発明は後縁冷却に関するものであるため第１通路に関してはこれ以上詳しく は説明しない。後縁冷却通路はプレナム７４と複数の軸延在壁７６と複数の架台 ７８と複数の分流部材８２とを有する。後縁冷却通路はさらに、プレナム内に配 された第１の複数のトリップストリップ８４と壁の周囲に配置された第２の複数 のトリップストリップ８６とを有する。 プレナムは、複数の壁を通って流れる冷却流体のためのソースキャビティであ る。プレナムは矢印８８で示すように冷却流体源と連通している。冷却流体は、 逆流はしないが（positive）低速度でプレナムを流れる。プレナムは半径方向に 傾斜した仕切り９０を有する。 この仕切りは通路間に共通の障壁となっている。傾斜した仕切り は冷却流の流れる方向にプレナムを半径方向に一線に集中させる手段となり、プ レナム内の流入速度をほぼ一定に維持する。プレナムが集中しているため冷却流 は容易に半径方向へ向かい、確実に伝熱が行われる。 壁は互いに半径方向に隔置しておりまた軸方向に平行となっている。隣接する 壁は両壁間にあるサブチャネル９２を規定している。壁は翼型の圧力壁９４と吸 引壁９６との間に横方向に延在している。第２の複数のトリップストリップは圧 力壁と吸引壁とに沿って配置され、サブチャネルを介して等間隔で散在されてい る。 架台７８は半径方向に隔置されて圧力壁と吸引壁との間に横方向に延在してい る。各架台はサブチャネルのうちの１つと半径方向に同一線上の下流側に配置さ れている。このように、各架台は各サブチャネルから流出する流れを妨害する。 図４に示されるように、各架台は断面円形であって半径方向の寸法が皆同じであ る。本実施例においては以上のようであるが、様々な形と寸法の架台を使用して もよいことは当業者らにおいて明白であろう。 分流部材８２は半径方向に隔置されて壁と架台との下流に位置する。分流部材 は圧力壁リップ９８の上流から吸引壁リップ１０２の下流へと延在している。各 分流部材は壁の１つと同一線上に配置されている。複数の分流部材と壁とは冷却 流体を後縁方向に流すための複数のチャネルを規定する。 各チャネルは隣接する壁の間にサブチャネル９２を有し、隣接する分流部材の 間に第２のサブチャネル１０６を有する。各流れ分流部材は前縁１０８と定厚部 １１２と収束部１１４とを有する。隣接 する収束部は第２の複数のサブチャネル内で拡散部１１６を規定する。 動作中、温熱作動流体はタービン羽根の外面全体を流れてタービン羽根を加熱 する。冷却流体はタービン羽根の半径方向内方と半径方向外方に流れ込む。半径 方向内方に流れ込む冷却流体はプレナムに入り込んで第１の複数のトリップスト リップに作用する。プレナム内に冷却流体が入り込むことで圧力壁と吸引壁とに 冷却対流が生じる。 次いで冷却流体は、図５に示すように、複数の壁を介して流れる。これらの壁 は流れを半径方向から軸方向へと向けてタービン羽根の後縁へ向ける手段を提供 する。壁によって規定される第１の複数のサブチャネル内で冷却流体は第２の複 数のトリップストリップをこえて流れる。 サブチャネル内では冷却流体と壁、正圧面および負圧面との間で熱伝達が行わ れる。サブチャネルから流出する冷却流体はサブチャネルの下流に配置された架 台の１つに衝突する。この衝突によって架台と冷却流体との間に熱伝達が起こり 、また架台を通過して流れる流れにおいて渦巻１１７が生じる。発生した渦巻は さらにタービン羽根から冷却流体への熱伝達を引き起こす。 架台周辺を流れる冷却流体は分流部材の前縁に衝突する。この衝突によって再 び熱伝達が起こり、また流れ渦巻が発生する。第２の複数のサブチャネル内に流 れ込む冷却流体はタービン羽根の後縁全体に拡散する。冷却流体を拡散すること によって、流出する冷却流体の速度は低下し、後縁から冷却流体が離れることが できる程度の 速度となる。 半径方向に一直線に並んだ壁と分流部材との間の軸空間は、各チャネル内にお ける断続部１１８となる。この断続部によってチャネル間の交差流が可能となる 。交差流が生じることで、第１の複数のサブチャネルのうちの１つが閉塞されて も後縁の半径方向の端から端まで冷却流体の分流が続けられる。 断続部を通過する交差流は、閉塞された第１のサブチャネルの下流に位置する 第２の複数のサブチャネルに再び流体を流入させるための手段がとなる。さらに 各架台はチャネル内の障害物となる。これによってチャネル間でより確実に交差 流を発生させ、後縁への冷却流の分流を容易にする。 図３および図４に第１段のタービン羽根に適用した場合について本発明を開示 したが、本発明はタービンブレードを含む他のタービン翼型にも同様に適用可能 であることは当業者らにおいて明白であろう。さらに、図３および図４に示した 第１段のタービン羽根はタービン羽根を介して半径方向内方に流れる冷却流体源 と半径方向外方に流れる冷却流体源とを有する。本発明は冷却流体が後縁領域に 達する前にブレードを介して螺旋状通路を介して流れる単一の冷却流体源を有す るタービン翼型にも適用されることも当業者らにおいて明白であろう。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １． 長手方向の軸（１３）と冷却流体源とを有するガスタービンエンジン（１ ２）用のタービン翼型（４４）であって、タービン翼型（４４）は圧力壁（９４ ）と吸引壁（９６）と後縁（７２）と冷却流体流通路（６６）とを有し、冷却流 体流通路（６６）は冷却流体源と連通して冷却流体を後縁（７２）の方へ方向付 ける手段を供給するタービン翼型（４４）において、 各々圧力壁（９４）と吸引壁（９６）との間に横に延在した複数の軸方向延在 壁（７６）であって、隣接する対の壁がサブチャネル（９２）を規定するように 流通路（６６）内に半径方向に隔置されるとともに、流体の流れを後縁（７２） 方向へ向ける複数の軸方向延在壁（７６）と、各々は圧力壁（９４）と吸引壁（ ９６）との間に横方向に延在した複数の軸方向延在分流部材（８２）であって、 壁（７６）の下流に軸方向に隔置されて後縁（７２）をこえて延在するとともに 、第２の複数のサブチャネル（１０６）が隣接する分流部材（８２）間に規定さ れるように流通路内に半径方向に隔置され、壁（７６）と分流部材（８２）とで 複数の軸方向延在流れチャネル（１０４）を規定する複数の軸方向延在分流部材 （８２）と、複数の壁（７６）の上流プレナム（７４）であって、圧力壁（９４ ）と、吸引壁（９６）と、これらの間に延在する半径方向に傾斜した仕切り（９ ０）とによって一部が規定され、流通路（６６）に流入する冷却流体の流れの方 向に収束通路を規定するプレナムと、を備え、収束通路はプレナムを介して逆流 しないように流れ速度を維持 して冷却流体を流通路（１０４）に平等に分流させ、壁（７６）と分流部材（８ ２）との間の軸方向のスペースはチャネル（１０４）内の断続部を規定し、この 断続部によって、隣接するチャネル（１０４）を介して流れる冷却流体の交差流 が可能となるこを特徴とするタービン翼型。 ２． 各分流部材（８２）は第２の複数のサブチャネル（１０６）の各々が第１ の複数のサブチャネル（９２）の１つと半径方向に一直線となるように壁（７６ ）の１つと半径方向に一直線に配置されていることを特徴とする請求項１に記載 のタービン翼型（４４）。 ３． 半径方向に隔置された複数の架台（７８）を有し、各架台（７８）は壁（ ７６）と分流部材（８２）との間に軸方向に配置され、各架台（７８）はサブチ ャネル（９２）から流出する冷却流体が架台の１つに衝突するように第１の複数 のサブチャネル（９２）と半径方向に一直線に配置され、この衝突によって架台 （７８）から冷却流体へ熱伝達が生じて架台（７８）を通り抜ける冷却流体の流 れにおいて渦巻を発生させ得るものであるとともに、第１の複数のサブチャネル （９２）の各々と第２の複数のサブチャネル（１０６）の少なくとも１つとの間 の交差流を容易にすることを特徴とする請求項２に記載のタービン翼型（４４） 。 ４． 各分流部材（８２）は、隣接する分流部材（８２）が第２のサブチャネル （１０６）の各々に拡散部（１１６）を規定するよう に半径方向に収束する下流端（１１４）を有し、各拡散部（１１６）は後縁（７ ２）全体にわたって軸方向に延在して流れチャネル（１０４）の１つと半径方向 に一直線となることを特徴とする請求項２に記載のタービン翼型（４４）。 ５． 流れチャネル（１０４）内に配置された複数のトリップストリップ（８６ ）をさらに有し、トリップストリップ（８６）は冷却流体とチャネル（１０４） の表面との間の熱伝達率がトリップストリップ（８６）のすぐ下流で増大するよ うにチャネル（１０４）内で冷却流体流を移動させることを特徴とする請求項１ または４に記載のタービン翼型（４４）。 ６． 長手方向の軸（１３）と冷却流体源とを有するガスタービンエンジン（１ ２）用のタービン翼型（４４）であって、タービン翼型（４４）は後縁（７２） と冷却流体流通路（６６）とを有し、冷却流体流通路（６６）は冷却流体源と連 通して冷却流体を後縁（７２）の方へ向ける手段を供給するタービン翼型（４４ ）において、 流通路内に半径方向に隔置され、流体の流れを後縁（７２）の方向へ向ける複 数の軸方向延在壁（７６）と、 各々壁（７６）の下流に隔置されるとともに流通路（６６）と半径方向に隔置 された複数の軸方向延在分流部材（８２）であって、壁（７６）と分流部材（８ ２）とは複数の軸方向延在流れチャネル（１０４）を規定し、壁（７６）と分流 部材（８２）との間の軸方向スペースは隣接するチャネル（１０４）を流れる冷 却流体の交差 を可能にする断続部をチャネル内で規定する複数の軸方向延在分流部材（８２） と、 流れチャネル（１０４）内に配置された複数のトリップストリップ（８６）で あって、冷却流体とチャネル（１０４）の表面との間の熱伝達率がトリップスト リップ（８６）のすぐ下流で増大するように流れチャネル（１０４）内で冷却流 の流れを移動させるトリップストリップ（８６）とを備えることを特徴とするタ ービン翼型（４４）。 ７． 半径方向に隔置された複数の架台（７８）をさらに有し、各架台（７８） は壁（７６）と分流部材（８２）との間の軸方向に配置され、隣接する対の壁は サブチャネル（９２）を規定し、各架台（７８）はサブチャネル（９２）から流 出する冷却流体が架台に衝突するようにサブチャネル（９２）の１つと半径方向 に一直線に配置され、この衝突によって架台（７８）から冷却流体への熱伝達が 可能となって架台（７８）を通り抜ける冷却流体の流れにおいて渦巻を発生させ ることを特徴とする請求項６に記載のタービン翼型（４４）。 ８． 各分流部材（８２）は壁（７６）の１つと半径方向に一直線となり、第２ の複数のサブチャネル（１０６）は隣接する分流部材（８２）の間に規定され、 各架台（７８）は第２の複数のサブチャネルの１つと半径方向に一直線となるこ とを特徴とする請求項７に記載のタービン翼型（４４）。 ９． 各分流部材（８２）は隣接する分流部材（８２）が第２のサブチャネル（ １０６）の拡散部分（１１６）を規定するように半径方向に収束する下流端（１ １４）を有し、拡散部分（１１４）は後縁（７２）全体にわたって半径方向に延 在することを特徴とする請求項８に記載のタービン翼型（４４）。 １０． 冷却流体は流れ方向にある流通路（６６）を入り込み、流通路（６６） はさらに複数の壁（７６）の上流にプレナム（７４）を有し、プレナム（７４） は冷却通路（６６）に入り込む冷却流体の流れの方向に収束通路を規定すること を特徴とする請求項６または９に記載のタービン翼型（４４）。