JPH10274002A - ガスタービンエンジンの動翼の冷却通路の乱流器構造 - Google Patents

ガスタービンエンジンの動翼の冷却通路の乱流器構造

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JPH10274002A
JPH10274002A JP9360190A JP36019097A JPH10274002A JP H10274002 A JPH10274002 A JP H10274002A JP 9360190 A JP9360190 A JP 9360190A JP 36019097 A JP36019097 A JP 36019097A JP H10274002 A JPH10274002 A JP H10274002A
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Abstract

(57)【要約】 【課題】ローター回転中のコリオリの力によるガスター
ビンエンジンの動翼内の冷却通路壁の不均一な温度分布
を減らし、これにより、冷却材と壁との間の熱伝達が高
められる乱流器を提供する。 【解決手段】ガスタービンエンジンの動翼内の冷却通路
を画定する一つ以上の壁の内面に乱流器構造が形成さ
れ、冷却通路はそれを貫通する中心線を有する。冷却通
路内面近くの冷却材の境界層流の方向が、動翼が回転し
たとき、冷却通路に入りそれを通って流れる冷却材に働
くコリオリの力によって生じる一対の逆に回る循環流と
一致するように、乱流器構造は中心線に対して方向づけ
された複数の離隔した乱流器の対を含む。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は一般的にはガスタービン
エンジンにおける動翼の内部冷却に関し、特に、このよ
うな動翼内に冷却通路を画成する少なくとも一つの壁の
内面に沿って配設され、回転中に発生するコリオリの力
を利用する乱流器構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジン、例えば航空機ジ
ェットエンジンは、動翼を有する構成部（例えば、ター
ビン、圧縮機、ファン等）を備えている。例えば、ター
ビン動翼は、回転するタービンロータディスクに取付け
たシャンク部と、エンジンの燃焼器を出た高温ガスから
有用な仕事を抽出するために用いられる翼形部とを有す
る。翼形部はシャンクに取付けた翼根と、翼形部の自由
端である翼端とを含んでいる。最新の航空機ジェットエ
ンジンは、タービン動翼の内部冷却を用いて翼形部温度
をある設計限度内に保つ。通例、タービン動翼の翼形部
は、縦方向に延在する内部通路を通流する空気（通常エ
ンジン圧縮機からの抽気）により冷却され、この空気は
翼根近くで流入しそして翼端近くで流出する。公知のタ
ービン動翼冷却通路は、複数の接続されない縦方向向き
の通路からなる冷却回路を含み、この回路の各通路は翼
根近くから冷却空気を受入れそしてその空気を縦方向に
翼端の方に導く。また、公知の冷却通路には蛇行冷却回
路が含まれ、これは直列に接続されて蛇行流を生成する
複数の縦方向通路からなる。いずれの冷却回路でも、幾
らかの空気が翼形部前縁近くのフィルム冷却孔を通って
翼形部を出るとともに幾らかの空気が後縁冷却孔を通っ
て翼形部を出る。
【０００３】冷却通路は通常、円形、長方形、正方形、
又は、楕円形の横断面形状を有する。非回転翼と比較す
ると、正方形断面形状の縦方向向きの冷却通路を含む蛇
行冷却回路を有する回転動翼に対して、コリオリ（回
転）の力が通路のある壁に沿って熱伝達係数を増加する
が、通路の別の壁に沿っての熱伝達係数を減少させるこ
とが知られている。基本的には、コリオリの力は通路を
流れる冷却材の速度ベクトルと回転する翼形部の角速度
ベクトルのベクトル・クロス乗積に比例する。コリオリ
の力は正方形通路の片側に向けて冷却材を圧縮してその
側の熱伝達を増加し、同時に、対抗する側の熱伝達を減
少する。これは横断面の不均一な動翼温度分布を生じ、
これが、例えば、冷却流を増加して、補償しなければな
らない高温領域を生じる。冷却流の増加は、エンジン圧
縮機空気を更に多く抽出することによって行うことがで
きるが、しかし、それは、消費される燃料の各ガロン当
たりの飛行マイル数を減少することによりエンジン効率
を減少する。
【０００４】乱流促進器或は乱流器は熱境界層を破りそ
して冷却通路壁近くで乱流を発生するために動翼の冷却
流路に普通用いられる素子である。こうして、冷却材と
壁との間の熱伝達を高めるる。乱流器（従来、冷却通路
壁上に鋳造され断面と間隔が同じである複数の長方形ま
たは正方形リブ）の高さと形状は乱流発生の効果を得る
のに重要であることは理解されている。特に、乱流促進
体の高さは熱境界層を乱すために同層の厚さより大きく
なければならない。
【０００５】従って、ガスタービンエンジンの動翼内の
冷却通路と一体の乱流器構造として、冷却通路壁上のコ
リオリの力の効果を補うものの開発が望まれている。
【０００６】
【発明の概要】本発明の一態様によれば、ガスタービン
エンジンの動翼内の冷却通路を画定する一つ以上の壁の
内面に乱流器構造が形成され、冷却通路はそれを貫通す
る中心線を有する。冷却通路内面近くの冷却材の境界層
流の方向と、動翼が回転したとき、冷却通路に入りそれ
を通って流れる冷却材に働くコリオリの力によって生じ
る一対の逆に回る循環流とが調和するように、乱流器構
造は中心線に対して方向づけされた複数の離隔した乱流
器の対を含み、これにより冷却材と壁との間の熱伝達が
高められる。冷却材が半径方向外方或は半径方向内方に
流れるかによって、乱流器の対は冷却通路の前壁及び後
壁に対する中心線に向けて或は中心線から遠ざかるよう
に角度が付けられる。
【０００７】本発明の第２態様によれば、ガスタービン
エンジンの動翼がシャンク部と翼形部とを含むものとし
て開示される。翼形部は更に互いに接合されて翼形を形
成する圧力側と吸引側と、シャンク部に取付けた翼根
と、翼端と、翼端に向かって外方にそして翼根に向かっ
て内方に延在する縦軸とを有する。全体に縦方向に延在
し、少なくとも前壁及び後壁によって画定される冷却通
路も翼形部に形成される。そのような冷却通路の前壁及
び後壁は、その内面と一体であって、中心線に対して角
度がつけらた複数の離隔した乱流器の対を有していて、
そのため、動翼の回転中に、コリオリの力によって生じ
る逆に回る冷却材循環流の方向と同じ方向に内面近くの
冷却材境界層流が流れる。冷却材が半径方向外方或は半
径方向内方に流れるかによって、乱流器の対は冷却通路
の前壁及び後壁の中心線に向けて或は中心線から遠ざか
るように角度が付けられる。
【０００８】本発明は添付図面と関連する以下の説明か
らさらに良く理解されよう。
【０００９】
【発明の詳細な記載】図面の全図を通じて同符号は同要
素を表していて、図１はガスタービンエンジン動翼１０
（例えば航空機ジェットエンジンタービン動翼）を示
す。動翼１０はシャンク１２と翼形部１４とを含んでい
る。シャンク１２は更にタービン空気流を半径方向に包
含する翼台１６と、タービンロータディスク（図示せ
ず）に取付けるダブテール１８とを含んでいる。翼形部
１４は凸形の吸引側２０と凹形の圧力側２２とを有し、
両側は相互に接合されて翼形をなしている。縦軸２４
が、翼端２６に向かって半径方向外方に、そしてシャン
ク１２に取付けられる翼根２８に向かって半径方向内方
に延在する。動翼１０は翼形部圧力側２２が翼形部吸引
側２０に追従するような方向に回転する。従って、図
１、３、４、及び７に示すように、動翼１０の回転方向
は矢印２５で示される。
【００１０】図２と図３に示すように、翼形部１４は複
数の全体に縦方向に延在する内部冷却通路３０及び３２
を含み、冷却通路３０及び３２はそれぞれ翼端２６に向
けて或は翼端２６から遠ざけるように（或は、半径方向
外方或は半径方向内方へ）冷却空気または冷却材３２の
流れを向ける。冷却通路３０及び３２は好ましくは１列
に配置され、隣合う通路が互いに接続されて蛇行冷却回
路３４の少なくとも一部分を画成している。図３に見ら
れるように、通路３０及び３２はそれぞれ、実質的に長
方形から台形に近い形までの範囲で独特な断面を有する
が、このような冷却通路３０及び３２の断面は任意の形
状を有し得る。しかし、説示した本翼形部では、冷却通
路３０及び３２は実質的に四辺形で、２対の対向壁を有
する。第１対の対向壁３６及び３８（前壁及び後壁とし
ても知られている）は、方向が翼形部１４の吸引側２０
と圧力側２２それぞれにほぼ合致している。第２対の対
向壁４０、４２は各通路３０及び３２を形成するように
前壁３６及び後壁３８と接合している。蛇行冷却回路３
４の冷却通路３０及び３２はシャンク１２内の入口４４
から冷却材を受入れることが認められる。冷却材は冷却
通路３０及び３２を通った後、翼端２６の穴４６を通っ
て翼形部１４を出る。
【００１１】図２乃至図４に見られるように、冷却通路
３０を通る冷却材の流れは、縦軸２４に関して半径方向
外方にあるのに対して、冷却通路３２を通る冷却材の流
れは半径方向内方である。動翼１０を含むガスタービン
エンジンの運転中、冷却通路３０及び３２の内部を流れ
る空気は回転力を受ける。冷却通路３０及び３２を通る
半径方向流とその回転との相互作用は、冷却通路３０及
び３２内に内部循還流を生じるコリオリの力として知ら
れた結果をもたらす。図４及び図７に見られるように、
循還流の方向は半径方向流の方向（即ち、縦軸２４に関
して半径方向外方又は半径方向内方のどちらか）によ
る。図４は、流体を前壁３６から後壁３８へ動かすコリ
オリの力によって生じた通路３０内の一対の逆に回る循
環４８及び５０が略図的に示されている。対照的に、図
７は、後壁３８から前壁３６へ流体を動かす通路３２内
のコリオリの力によって生じた一対の逆に回る循環５２
及び５４が略図的に示されている。
【００１２】冷却通路壁に沿って境界層流を乱し、且
つ、境界層内で乱流を発生して、流体と壁との間の熱伝
達を促進するために乱流器を使用することは周知であ
る。角度付けされた乱流器がその向きに沿って境界層流
を向けることができることも知られていて、例えば、リ
ー（Lee)の米国特許第４５１４１４４号（これは本発明
の譲受人すなわち本件出願人により所有されるもので、
参照によりここに包含する）に例示されている。その例
に見られるものは、しかし、各壁の全ての乱流器は冷却
通路を通る中心線に対して同一方向に角度が付けられて
いるが、それは、その目的がそのような乱流器の上流側
でダストが累積するのを防ぐ為であったからである。
【００１３】本願発明によれば新規な乱流器構造が設け
られ、ここで、冷却通路３０及び３２の前壁３６及び３
８の内面３１および３３にそれぞれ複数の縦方向に離隔
した乱流器の対５６および５８が一体とされる。更に具
体的には、冷却通路３０に対して、図５は、前壁３６の
内面３１Ａ上に配置した乱流器の対５６Ａを示し、図６
は、後壁３８の内面３３Ａ上に配置された乱流器の対５
８Ａを示す。冷却通路３０を通る半径方向空気流６０は
翼端２６に向っていることに注意されたい。冷却通路３
０内のコリオリの力はその通路内に前壁３６から後壁３
８へ循環４８及び５０を生じるので、前壁３６の内面３
１Ａ上の乱流器の対５６Ａは、貫通する中心線６２に向
けて角度が付けられ（図５で角度α1 は中心線６２に対
して約３０ないし６０°の範囲にするのが好ましい）、
そして、後壁３８の内面３３Ａ上の乱流器の対５８Ａ
は、中心線６２から遠ざかるように角度が付けられる
（図６で角度β1 は中心線６２に対して約１２０ないし
１５０°の範囲にするのが好ましい）。このようにし
て、前壁３６及び後壁３８に沿う熱境界層流（それぞれ
矢印３７Ａ及び３９Ａで示す）は循環４８及び５０と一
致するように向きが決められる。従って、コリオリの力
はそのような境界層流内での流体の動きを促進し、その
結果、流体と壁３６、３８との間の熱伝達を高める。
【００１４】同様に、冷却通路３２に対して、図８は前
壁３６の内面３１Ｂ上に配置された乱流器の対５６Ｂを
示し、図９は後壁３８の内面３３Ｂ上に配置された乱流
器の対５８Ｂを示す。冷却通路３２を通る半径方向空気
流６４は翼端２６から遠ざかることに注意されたい。冷
却通路３２内のコリオリの力はその通路内に後壁３８か
ら前壁３６へ循環５２及び５４を生じるので、前壁３６
の内面３１Ｂ上の乱流器の対５６Ｂは、中心線６６から
遠ざかるように角度が付けられ（図８で角度α 2 は中心
線６６に対して約１２０ないし１５０°の範囲にするの
が好ましい）、そして、後壁３８の内面３３Ｂ上の乱流
器の対５８Ｂは、中心線６６に向けて角度が付けられる
（図９で角度β2 は中心線６６に対して約３０ないし６
０°の範囲にするのが好ましい）。前記の冷却通路３２
の場合、前壁３６及び後壁３８に沿う熱境界層流（それ
ぞれ矢印３７Ｂ及び３９Ｂで示す）は循環５２及び５４
と一致するように向きが決められる。従って、コリオリ
の力は冷却通路３２の境界層流内での流体の動きを促進
し、流体と壁３６、３８との間の熱伝達を高める。
【００１５】図５、６、８、及び９から分かるように、
乱流器の対５６及び５８は、中心線６２及び６６の各側
に略対称的にそれぞれ配置されその間に流路を設けるよ
うにしたリブから作のが好ましい。図示していないが、
そのようなリブは全ての用途で中実である必要はなく、
且つ、各乱流器は離隔したリブ部分片、円筒などで形成
することができる。従って、乱流器の対５６及び５８を
設けるための乱流器のこの特定の設計或は形状は本願発
明にとって必須のもではなく、又、或は限定と考えるべ
きものではない。
【００１６】本願発明の一部ではないが、動翼１０も前
縁及び後縁冷却回路を含み、冷却材は後縁導流路６８か
ら入り、後縁開口７０から出て行き、また、冷却材は前
縁導流路７２から入り、前縁フィルム冷却孔７４から出
て行く。以上、本発明の好適実施例を説示したが、本発
明の範囲内で当業者による適当な改変により動翼内の冷
却通路の乱流器構造のさらなる適用を達成できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】ガスタービンエンジン用動翼の斜視図である。
【図２】図１に示した動翼の縦断面図である。
【図３】図１に示した動翼の翼形部の図２の線３−３に
沿う拡大断面図である。
【図４】図３に示した翼形部の部分断面図で、冷却通路
を流れる空気流の方向は半径方向外方である。
【図５】図４に示した冷却通路の図３の線５−５に沿う
部分断面図で、本発明による乱流器構造が翼形部の前壁
上に示されている。
【図６】図４に示した冷却通路の図３の線６−６に沿う
部分断面図で、本発明による乱流器構造が翼形部の後壁
上に示されている。
【図７】図３に示した翼形部の部分断面図であり、冷却
通路を流れる空気流の方向は半径方向内方である。
【図８】図７に示した冷却通路の図３の線８−８に沿う
部分断面図で、本発明による乱流器構造が翼形部の前壁
上に示されている。
【図９】図７に示した冷却通路の図３の線９−９に沿う
部分断面図で、本発明による乱流器構造が翼形部の後壁
上に示されている。
【符号の説明】
１０ タービン動翼 １２ シャンク １４ 翼形部 ２０ 吸引側 ２２ 圧力側 ２４ 縦軸 ２６ 翼端 ２８ 翼根 ３０ 冷却通路 ３６ 前壁 ３８ 後壁 ４０、４２ 冷却通路壁 ４８、５０ 冷却通路３０内の循還流 ５２、５４ 冷却通路３２内の循還流 ５６Ａ、５８Ａ、５６Ｂ、５８Ｂ 乱流器の対 ６２、６６ 中心線

Claims (5)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】（ａ）シャンク部と（ｂ）翼形部とを含む
    ガスタービンエンジンの動翼であって、前記翼形部は更
    に （１）圧力側、 （２）前記圧力側と互いに接合されて翼形を形成すると
    吸引側、 （３）前記シャンク部に取付けた翼根、 （４）翼端、 （５）前記翼端に向かって外方にそして前記翼根に向か
    って内方に延在する縦軸、及び、 （６）全体に縦方向に延在し、少なくとも前壁及び後壁
    によって画定される冷却通路、を含み前記前壁及び前記
    後壁は、その内面と一体であって、動翼の回転中に、コ
    リオリの力によって生じる逆に回る冷却材の循環流の方
    向と同じ方向に前記内面近くの冷却材境界層流が向けら
    れるように、前記冷却通路を通る中心線に対して角度が
    つけらた複数の離隔した乱流器の対を有するようにし
    た、ガスタービンエンジンの動翼。
  2. 【請求項２】冷却材の流れが前記冷却通路内を半径方向
    外方にあるとき、前記乱流器の対は前記前壁の前記中心
    線に向けて角度が付けられる請求項１記載の動翼。
  3. 【請求項３】冷却材の流れが前記冷却通路内を半径方向
    内方にあるとき、前記乱流器の対は前記前壁の前記中心
    線から遠ざかるように角度が付けられる請求項１記載の
    動翼。
  4. 【請求項４】冷却材の流れが前記冷却通路内を半径方向
    外方にあるとき、前記乱流器の対は前記後壁の前記中心
    線から遠ざかるように角度が付けられる請求項１記載の
    動翼。
  5. 【請求項５】冷却材の流れが前記冷却通路内を半径方向
    内方にあるとき、前記乱流器の対は前記後壁の前記中心
    線に向けて角度が付けられる請求項１記載の動翼。
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