JPH09507896A - 改良した翼型部材の構造 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 航空力学的性能及びエンジン（１０）の効率を改善するために、翼型部材（４４）が使用されてきた。本発明の翼型部材（４４）の形状は、さらに、構成要素の寿命を延長し、翼型部材（４４）内の内部応力を減少することによって整備が減少する。翼型部材（４４）は、翼弦（６２）及びスパン（６０）を備える。翼弦（６２）とスパン（６０）のそれぞれが、合わさって、翼型部材（４４）が全体的に“Ｃ”形状になるような反り（７０、７２）を有する。全体的に“Ｃ”型形状は、複合反り（７０、７２）を備え、熱変化で生じる内部応力を減少する。該構造上の形状が、熱膨張で生じる内部応力を減少する。

Description

【発明の詳細な説明】 改良した翼型部材の構造 技術分野 本発明は、一般に、ガスタービンエンジン構成要素に関する。より詳細には、 タービンブレード及びノズルのような翼型部材の構造上の設計に関する。 背景技術 ガスタービンエンジンの作動では、大気圧での空気は最初に圧縮機によって圧 縮され、燃焼段階に送られる。燃焼段階において、空気に燃料を添加し、それを 燃焼することにより、圧縮機を出る空気に熱が加えられる。その後で、燃焼段階 において燃料の燃焼で生じるガス流がタービンを通して膨張し、タービンを駆動 して機械的動力を生じるように、そのエネルギーのうちのいくらかを伝える。 駆動トルクを生じるために、軸流タービンは、各段が固定ノズルガイドベーン の一列とタービンディスク上に設置された回転ブレードの一列とを用いる１又は それ以上の段からなる。ノズルガイドベーンは、タービンブレード上の燃焼段か らガスが直接入ってくるように空気力学的に設計され、それによってブレードに 運動学的エネルギーを伝える。 特に、タービンに入るガスは、850℃から1200℃の入口温度を有する。タービ ンエンジンの効率と仕事出力は入ってくるガスの入口温度に関係するので、ガス タービンエンジン技術においてガス温度を高める傾向にある。この結果、ブレー ド及びベーンを形成する材料の耐熱性の重要さが増大する。 歴史的に、ノズルガイドベーン及びブレードは、高温鋼のような金属で作られ てきたが、最近は、ニッケル合金のような金属で作られ、溶融を阻止するために 内部冷却通路を備えることが必要であることが、わかってきた。セラミックコー ティングが、ノズルガイドベーン及びブレードの耐熱性を高めることが、わかっ てきた。特別な実施例において、ノズルガイドベーン及びブレードは全体的にセ ラミックで作られ、もっと高温のガス入口温度にも耐用する。 しかし、ノズルガイドベーン及びブレードが、異なる化学組成、物理的特質及 び金属構造の熱膨張率係数を有するセラミックからなるとき、エンジン作動時に 、一部が熱応力であるような好ましくない応力が、ノズルガイドベーン又はブレ ード内、及びそれらの支持部間に生じる。そのような好ましくない熱応力が、冷 却によって十分に抑制されるはずがない。 さらに、セラミックブレードと連結構造との間の摺動摩擦が、表面を劣化する セラミック上の接触引張応力を生じる。セラミックの表面でのこの劣化がブレー ド根元部の引張応力域で生じ、セラミックに臨界寸法の表面きずが生じるとき、 翼型部材は破壊する。 満足なセラミック構成要素を設計することでの、最も大きな問題の一つは、構 成要素内での引張応力が低く保持されることを保証することである。高い引張応 力はセラミック構成要素を破壊することがあり、悲劇的なエンジン故障をもたら す。例えば、翼型部材を設計するとき、タービンノズル及びブレード翼型部材の 中央での作動温度は、一般に、流路端部壁での温度よりもはるかに高い。この温 度勾配は、構成要素である翼型部材の薄い後縁において、好ましくない引張応力 の増大を生じる。 本発明は、前述の問題の一つか二つ以上を解決するものである。 発明の開示 本発明の一態様において、翼型部材は、所定の翼弦長を有する翼弦と、所定の 半径方向スパン長を有するスパンとを備え、翼弦及びスパンのそれぞれが、合わ さって、全体的に“Ｃ”型形状を形成する湾曲を有する。 本発明の別の態様において、ガスタービンエンジンは、圧縮機セクション、燃 焼器セクション、及びタービンセクションを有する。タービンセクションは、所 定の熱膨張率を有する取付構造に、エンジン内で支持されているノズル及びシュ ラウド組み立て体を備える。ノズル及びシュラウド組み立て体は、取付構造の熱 膨張率以下の所定の熱膨張率を有し、ノズル及びシュラウド組み立て体は、内部 環状リング部材、外部環状リング構造、及びその間に配置されている複数の翼型 部材を備える。複数の翼型部材は、所定の翼弦長を有する翼弦と、所定のスパン 長を有するスパンとを備え、翼弦及びスパンのそれぞれは、合わさって全体的に “Ｃ”型形状を形成するような湾曲を有する。 図面の簡単な説明 図１は、本発明を使用するガスタービンエンジンの断面側面図である。 図２は、図１の線２─２に沿った図１の拡大断面図である。 図３は、図２の線３─３からみた翼型部材の拡大図である。 図４は、図２の線４に沿った翼型部材の拡大断面図である。 図５Ａは、合わさって全体的に“Ｃ”形状を形成し、複合形状の湾曲部が燃焼 器セクションに対向している、翼型部材形状の構成要素を示すグラフである。 図５Ｂは、合わさって全体的に“Ｃ”形状を形成し、複合形状の湾曲部がター ビンセクションに対向している、翼型部材形状の構成要素を示すグラフである。 発明を実施するための最良の形態 図１と図２を参照すると、全部は示されていないが、ガスタービンエンジン１ ０が、タービンセクション１２、燃焼器セクション１４及び圧縮機セクション１ ６を示すように切断されている。エンジン１０は、タービンセクション１２、燃 焼器セクション１４及び圧縮機セクション１６を囲む外部ケース１８を備える。 燃焼器セクション１４は、圧縮機セクション１６に近い燃焼室２８の端部で、燃 焼器セクション１４に燃料を供給する関係に配置された複数の燃料ノズル３０（ １つを示す）を有する燃焼室２８を備える。タービンセクション１２は、一体の 第一段ノズル及びシュラウド組み立て体３４内に一部が配置される第一段タービ ン３２を備える。組み立て体３４は、所定の熱膨張率を有する取付構造３６に対 してエンジン１０とともに通常の手段で外部ケース１８内に支持される。ノズル 及びシュラウド組み立て体３４は、外部ケース１８に対してほぼ通常の手段で支 持されている外部環状リング部材４０を備える。さらに、ノズル及びシュラウド 組み立て体３４は、内部環状リング構造４２と、外部環状リング部材４０と内部 環状リング構造４２のそれぞれに、又はどちらか一方に固定的に取付られた複数 の翼型部材すなわちベーン４４とを備える。この実施例において、外部環状リン グ部材４０、内部環状リング構造４２、及び複数の翼型部材４４は、セラミック 材料からなり、エンジン１０の取付構造３６及び一次構成要素よりも低い熱膨張 率を有する。さらに、この場合において、翼型部材４４は、外部環状リング部材 ４０と内部環状リング構造４２のそれぞれに固定的に取付られる。この場合にお いて、ノズル及びシュラウド組み立て体３４が、複数のセグメント部材４６を備 え、その一つを図４に最も良く示す。しかし、該ノズル及びシュラウド組み立て 体は、本発明の本質を変更することなく単一構造とすることができる。 さらに、図３、４に示すように、この実施例において、複数のセグメント４６ のそれぞれが、鋳造プロセスによって形成され、翼型部材４４を内部環状リング 構造４２と外部環状リング部材４０のそれぞれに相互に連結する遷移部分５８を 有する。複数の翼型部材４４のそれぞれが、所定のスパン長を有するスパン６０ と、所定の翼弦長を有する翼弦６２とを備える。翼弦長は、ほぼスパン長と等し い。半径方向スパン長に沿った断面形状は、ほぼ均一であるか、又は全スパン長 に沿って等しくなる。翼弦６２に対して平行な方向に見たとき、軸方向湾曲７０ と接線方向湾曲７２が複合されて翼型部材４４が全体的に“Ｃ”型を形成する。 研究により、応力は反りの量に従い、より大きな 率すなわち反り７０、７２は 低応力を生じることがわかってきた。スパン長の百分率として選ばれた湾曲すな わち反り７０、７２の量は、軸方向においては１０％、接線方向においては２０ ％であった。応力を緩和するという目的にとっては、複合反り７０、７２の方向 は、燃焼器セクション１４を出る燃焼ガスの流れに向かうか、又はその流れから 離れるかのどちらかである。しかし、空気力学的性能理由のために、複合反り７ ０、７２は、燃焼器セクション１４の方に向けられた。 図２に最も良く示すように、タービンセクション１２は、ほぼ通常の設計であ る。例えば、第一段タービン８０は、ノズル及びシュラウド組み立て体３４に隣 接して軸方向に配置されたロータ組み立て体８２を備える。ロータ組み立て体８ ２は、中に配置された複数のタービンブレード８６を有するロータすなわちディ スク８４からなる。 前述の説明は、第一段ノズル及びシュラウド組み立て体３４と第一段タービン ８０について述べただけであるが、タービンエンジン１０内にタービン段を有す る一般的構造においても有効であることがわかるであろう。図５Ａ、５Ｂに、低 応力湾曲を表すグラフを示す。それぞれのグラフは、低応力湾曲を合計した後に 形成される、全体的に“Ｃ”型形状を描く。図５Ａでは、燃焼器セクション１４ の方に曲がり、図５Ｂでは、タービンセクション１２の方に曲がる。得られる形 状は、上述したようなノズルに制限されないが、同じ温度変化を生じるタービン ブレード及び他の構造における応力を減少するために使用できる。 産業上の利用可能性 作動中は、圧縮機セクション１６からの空気が、燃焼器セクション１４の燃焼 器２８に送られる。燃料が空気と混合され、燃焼が生じる。高温ガスが、第一段 ノズル及びシュラウド組み立て体３４を貫通し、第一段タービン８０に向けられ る。翼型部材４４の複合反り７０、７２が、ガスタービンエンジン１０内で使用 され、仕切りのあるセラミックノズル及びシュラウド組み立て体３４の寿命を延 長する。次の作動は、第一段ノズル及びシュラウド組み立て体３４に関連するも のである。しかし、複合反り７０、７２を使用する場合と、他の翼型部材４４（ ブレード及びノズル）の機能的作動は非常に類似したものになる。ガス流が燃焼 器２８を出るとき、ほぼ垂直形状を有する翼型部材４４が好ましくない応力を示 すことが、わかってきた。ガス流通路で温度が変化すると、複合反り７０、７２ は、翼型部材４４をもっと容易に撓ませることができる。このようにして、応力 が減少される。 複合反り７０、７２を有する、改良した翼型部材４４の形状の本来の長所は、 ２翼構造にある。該構造の翼型部材４４は、セラミックのような比較的低い耐内 部熱応力と比較的高い耐熱性とを有する材料で作ることができる。このように、 翼型部材４４は、高温燃焼ガスの使用でガスタービンエンジンの効率を増大する ように使用されることができる。さらに、内部熱応力を減少し、時間と整備を減 少することで翼型部材４４の寿命を延長できる。 本発明の他の目的と利点は、図面と説明及び添付の特許請求の範囲から明らか になるであろう。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 トワードッチルブ クリストファー ゼッ ト アメリカ合衆国 カリフォルニア州 91901 アルパイン ハノーヴァー プレ イス 1198

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １． 所定の翼弦長を有する翼弦（６２）と、所定の半径方向スパン長を有す るスパン（６０）とを有し、前記翼弦（６２）と前記スパン（６０）がそれぞれ に、合わさって全体的に“Ｃ”型形状を形成するような湾曲を有することを特徴 とする翼型部材（４４）。 ２． 複合反り（７０、７２）が、軸方向反り（７０）と、接線方向反り（７ ２）とを備えることを特徴とする請求項１に記載の翼型部材（４４）。 ３． 前記翼弦（６２）長と前記スパン（６２）長とが等しいことを特徴とす る請求項２に記載の翼型部材（４４）。 ４． 前記軸方向反り（７０）が、所定の前記半径方向スパン長の約１０％で あることを特徴とする請求項３に記載の翼型部材（４４）。 ５． 前記接線方向反り（７２）が、所定の前記半径方向スパン長の約２０％ であることを特徴とする請求項２に記載の翼型部材（４４）。 ６． 前記接線方向反り（７２）が、前記軸方向反り（７０）の約２倍である ことを特徴とする請求項２に記載の翼型部材（４４）。 ７． 圧縮機セクション（１６）、燃焼器セクション（１４）、及びタービン セクション（１２）を備えるガスタービンエンジン（１０）であって、 前記タービンセクション（１２）が、エンジン（１０）内において、所定の熱 膨張率を有する取付構造（３６）に支持されているノズル及びシュラウド組み立 て体（３４）を備え、 前記ノズル及びシュラウド組み立て体（３４）が、前記取付構造（３６）の熱 膨張率以下の所定の熱膨張率を有し、 前記ノズル及びシュラウド組み立て体（３４）が、内部環状リング部材（４０ ）、外部環状リング構造（４２）、及びその間に配置されている複数の翼型部材 （４４）を備え、 複数の前記翼型部材（４４）が、所定の翼弦長を有する翼弦（６２）と、所定 の半径方向スパン長を有するスパン（６０）とを備え、前記翼弦（６２）と前記 スパン（６０）のそれぞれが、合わさって、全体的に“Ｃ”型形状を形成する湾 曲（７０、７２）を備える、 ことを特徴とするガスタービンエンジン（１０）。 ８． 全体的に“Ｃ”型の前記形状が、合成反り（７０、７２）を含むことを 特徴とする請求項７に記載のガスタービンエンジン（１０）。 ９． 前記複合反り（７０、７２）が、軸方向反り（７０）と、半径方向反り （７２）とを備えることを特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジン（ １０）。 １０． 前記軸方向反り（７０）が、前記燃焼器セクション（１４）に向けら れていることを特徴とする請求項９に記載のガスタービンエンジン（１０）。 １１． 前記軸方向反り（７０）が、所定の前記翼弦長の約１０％であること を特徴とする請求項９に記載のガスタービンエンジン（１０）。 １２． 前記接線方向反り（７２）が、所定の前記スパン長の約２０％である ことを特徴とする請求項９に記載のガスタービンエンジン（１０）。 １３． 前記接線方向反り（７２）が、前記前記軸方向反り（７０）の約２倍 であることを特徴とする請求項９に記載のガスタービンエンジン（１０）。 １４． 複数の前記翼型部材（４４）が、前記内部環状リング部材（４０）と 前記外部環状リング構造（４２）との間に固定して配置されることを特徴とする 請求項７に記載のガスタービンエンジン（１０）。 １５． 前記ノズル及びシュラウド組み立て体（３４）が、複数のセグメント （４６）を備えることを特徴とする請求項７に記載のガスタービンエンジン（１ ０）。