JPWO2007052337A1 - タービン部品 - Google Patents

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Abstract

タービン部品本体３における高温ガスに曝される部位に多数のフィルム冷却孔１３が形成され、各々のフィルム冷却孔１３は、タービン部品本体３の内壁面５ａ側部分に形成された直孔部１５と、タービン部品本体３の外壁面５ｂ側部分に形成された拡大孔部１７と、をそれぞれ備えてあって、更に、各々のフィルム冷却孔１３は、直孔部１５の軸心方向Ｌ２と孔幅方向Ｌ３の２つの方向に平行な仮想平面ＶＰを基準として、拡大孔部１７の噴出面１７ｐが孔幅方向Ｌ３の中央部から両端側にかけて高温ガスの下流側へ徐々に大きく傾くようにそれぞれ構成されたこと。

Description

本発明は、航空機エンジン等のガスタービンエンジンに用いられるタービン翼，タービンシュラウド等のタービン部品に係わり、特に、前記タービン部品におけるフィルム冷却孔に関する。
図１３及び図１４を参照して、従来のタービン翼及び該タービン翼におけるフィルム冷却孔について簡単に説明する。
図１３及び図１４に示すように、従来のタービン翼は、航空機エンジン等のガスタービンエンジンに用いられるものであって、タービン翼本体１０１（一部のみ図示）を具備している。また、タービン翼本体１０１における高温ガスに曝される部位（例えば翼）には、タービン翼本体１０１の内壁面１０１ａ側から導入した冷却空気ＣＡをタービン翼本体１０１の外壁面１０１ｂに沿うように噴出する多数の所謂シェイプド型のフィルム冷却孔１０３が放電加工によって形成されている。
そして、各々のフィルム冷却孔１０３の具体的な構成は、次のようになる。
即ち、タービン翼本体１０１の内壁面１０１ａ側部分には、直孔部１０５が形成されており、この直孔部１０５は、断面がタービン翼本体１０１の厚み方向Ｌ１に亘って略同じ形状になるように構成されている。また、タービン翼本体１０３の外壁面１０５ｂ側部分には、直孔部１０５に連続した拡大孔部１０７が形成されており、この拡大孔部１０７は、断面がタービン翼本体１０１の外壁面１０１ｂ側に向かって徐々に大きくなるように構成されてあって、高温ガスの下流側（高温ガスの流れ方向からみて下流側、図１３及び図１４において右側）に、噴出面１０７ｐを有している。更に、各々のフィルム冷却孔１０３は、直孔部１０５の軸心方向Ｌ２と孔幅方向Ｌ３の２つの方向に平行な仮想平面ＶＰを基準として、拡大孔部１０７の噴出面１０７ｐが前記高温ガスの下流側へ傾くようにそれぞれ構成されている。
なお、噴出面１０７ｐの上流端１０７ｐｕは、拡大孔部１０７の開口側の上流端１０７ｕよりも下流側に位置してあって、噴出面１０７ｐの下流端１０７ｐｄは、拡大孔部１０７の開口側の下流端になっている。
従って、前記ガスタービンエンジンの稼動中に、冷却空気ＣＡがタービン翼本体１０１の内壁面１０１ａ側から多数のフィルム冷却孔１０３に導入されると、多数のフィルム冷却孔１０３により冷却空気ＣＡをタービン翼本体１０１の外壁面１０１ｂに沿うように噴出する。これによって、タービン翼本体１０１の外壁面１０１ｂを広範囲に亘って覆う冷却空気フィルムを発生させることができ、前記タービン翼をフィルム冷却することができる。
ところで、前記タービン翼のフィルム冷却の効率を示すものとしてフィルム効率があり、前記タービン翼のフィルム効率を高めるためにはある程度の流量の冷却空気ＣＡが必要になる。一方、冷却空気ＣＡの流量が大きくなって、冷却空気ＣＡの流速が速くなると、タービン翼本体１０１の外側壁において冷却空気ＣＡの剥離が生じる。そのため、前記タービン翼のフィルム効率を十分に上げることが困難であるという問題がある。
本発明の第１の特徴は、ガスタービンエンジンに用いられるタービン部品において、タービン部品本体と、該タービン部品本体における高温ガスに曝される部位に形成され、前記タービン部品本体の内壁面側から導入した冷却空気を前記タービン部品本体の外壁面に沿うように噴出する多数のフィルム冷却孔と、を具備し、各々の前記フィルム冷却孔は、前記タービン部品本体の内壁面側部分に形成され、断面が前記タービン部品本体の厚み方向に亘って略同じ形状になるように構成された直孔部と、 前記タービン部品本体の外壁面側部分に形成され、断面が前記タービン部品本体の外壁面側に向かって徐々に大きくなるように構成され、前記高温ガスの下流側（前記高温ガスの流れ方向からみて下流側）に噴出面を有し、前記直孔部に連続した拡大孔部と、をそれぞれ備えてあって、更に、各々の前記フィルム冷却孔は、前記直孔部の軸心方向と孔幅方向の２つの方向に平行な仮想平面を基準として、前記拡大孔部の前記噴出面が前記孔幅方向の中央部から両端側にかけて前記高温ガスの下流側へ徐々に大きく傾くようにそれぞれ構成されたことである。
ここで、前記タービン部品には、タービン翼、タービンシュラウド等が含まれる。
本発明の第２の特徴は、ガスタービンエンジンに用いられるタービン部品において、タービン部品本体と、該タービン部品本体における高温ガスに曝される部位に形成され、前記タービン部品本体の内壁面側から導入した冷却空気を前記タービン部品本体の外壁面に沿うように噴出する多数のフィルム冷却孔と、を具備し、各々の前記フィルム冷却孔は、前記タービン部品本体の内壁面側部分に形成され、断面が前記タービン部品本体の厚み方向に亘って略同じ形状になるように構成された直孔部と、 前記タービン部品本体の外壁面側部分に形成され、断面が前記タービン部品本体の外壁面側に向かって徐々に大きくなるように構成され、前記高温ガスの下流側（前記高温ガスの流れ方向からみて下流側）に噴出面を有し、前記直孔部に連続した拡大孔部と、を具備してあって、更に、各々の前記フィルム冷却孔は、前記直孔部の軸心方向と孔幅方向の２つの方向に平行な仮想平面を基準として、前記拡大孔部の前記噴出面が前記高温ガスの上流側へ傾くように構成されたことである。
ここで、前記タービン部品には、タービン翼、タービンシュラウド等が含まれる。
図１は、第１実施形態に係わる冷却タービン翼におけるフィルム冷却孔の断面図である。 図２は、図１を上から見た模式的な図である。 図３は、第１実施形態に係わる冷却タービン翼を示す図である。 図４は、図３におけるIV-IV線に沿った図である。 図５（ａ）は、第１実施形態に係わる冷却タービン翼におけるフィルム冷却孔の出口付近の温度についてのＣＦＤ解析結果を示す図であって、図５（ｂ）は、第１実施形態に係わる冷却タービン翼におけるフィルム冷却孔の冷却空気の流れについてのＣＦＤ解析結果を示す図である。 図６は、冷却空気の流量と、発明品１及び従来品のフィルム効率との関係を示す図である。 図７は、第２の実施形態に係わる冷却タービン翼におけるフィルム冷却孔の断面図である。 図８は、図７を上から見た模式的な図である。 図９は、第２の実施形態に係わる冷却タービン翼を示す図である。 図１０は、図９におけるX-X線に沿った図である。 図１１（ａ）は、第２の実施形態に係わる冷却タービン翼におけるフィルム冷却孔の出口付近の温度についてのＣＦＤ解析結果を示す図であって、図１１（ｂ）は、第２の実施形態に係わる冷却タービン翼におけるフィルム冷却孔の冷却空気の流れについてのＣＦＤ解析結果を示す図である。 図１２は、冷却空気の流量と、発明品２及び従来品のフィルム効率との関係を示す図である。 図１３は、従来の冷却タービン翼におけるフィルム冷却孔の断面図である。 図１４は、図１３を上から見た模式的な図である。 図１５（ａ）は、従来の冷却タービン翼におけるフィルム冷却孔の出口付近の温度についてのＣＦＤ解析結果を示す図であって、図１５（ｂ）は、従来の冷却タービン翼におけるフィルム冷却孔の冷却空気の流れについてのＣＦＤ解析結果を示す図である。
（第１実施形態）
第１実施形態について図１から図６、図１５を参照して説明する。
ここで、図１は、第１実施形態に係わる冷却タービン翼におけるフィルム冷却孔の断面図であって、図２は、図１を上から見た模式的な図であって、図３は、第１実施形態に係わる冷却タービン翼を示す図であって、図４は、図３におけるIV-IV線に沿った図であって、図５（ａ）は、第１実施形態に係わる冷却タービン翼におけるフィルム冷却孔の出口付近の温度についてのＣＦＤ解析結果を示す図であって、図５（ｂ）は、第１実施形態に係わる冷却タービン翼におけるフィルム冷却孔の冷却空気の流れについてのＣＦＤ解析結果を示す図であって、図６は、冷却空気の流量と、発明品１及び従来品のフィルム効率との関係を示す図であって、図１５（ａ）は、従来の冷却タービン翼におけるフィルム冷却孔の出口付近の温度についてのＣＦＤ解析結果を示す図であって、図１５（ｂ）は、従来の冷却タービン翼におけるフィルム冷却孔の冷却空気の流れについてのＣＦＤ解析結果を示す図である。
図３及び図４に示すように、第１実施形態に係わるタービン翼１は、航空機エンジン等のガスタービンエンジンにおけるタービン（図示省略）の部品の一つであって、フィルム冷却可能である。
タービン翼１は、部品本体としてのタービン翼本体３を具備しており、このタービン翼本体３は、前記ガスタービンエンジンにおける燃焼器（図示省略）からの高温ガスによって回転力を得る翼５と、この翼５の基端側に一体に設けられたプラットホーム７と、このプラットホーム７に一体に設けられかつ前記タービンのタービンディスク（図示省略）のダブテール溝（図示省略）に嵌合可能なダブテール９とからなっている。また、タービン翼本体３は、内部に、前記ガスタービンエンジンにおける圧縮機（図示省略）又はファン（図示省略）から抽気された圧縮空気の一部が冷却空気ＣＡとして流入可能な冷却通路１１を有している。
タービン翼本体３における翼５（高温ガスに曝される部位）には、タービン翼本体３における翼５の内壁面５ａ側から導入した冷却空気ＣＡをタービン翼本体３における翼５の外壁面５ｂに沿うように噴出する多数のフィルム冷却孔１３が形成されており、各々のフィルム冷却孔１３の構成は、次のようになる。
即ち、図１及び図２に示すように、タービン翼本体３における翼５の内壁面５ａ側部分には、冷却通路１１に連通した直孔部１５が形成されており、この直孔部１５は、断面がタービン翼本体３における翼５の厚み方向Ｌ１に亘って略同じ形状になるように構成されている。また、タービン翼本体３における翼５の外壁面５ｂ側部分には、直孔部１５に連続した拡大孔部１７が形成され、この拡大孔部１７は、断面がタービン翼本体３における翼５の外壁面５ｂ側に向かって徐々に大きくなるように構成されてあって、前記高温ガスの下流側（前記高温ガスの流れ方向からみて下流側、図１及び図２において右側）に噴出面１７ｐを有している。
更に、各々のフィルム冷却孔１３は、直孔部１５の軸心方向Ｌ２と孔幅方向Ｌ３の２つの方向に平行な仮想平面ＶＰを基準として、拡大孔部１７の噴出面１７ｐが孔幅方向Ｌ３の中央部から両端側にかけて前記高温ガスの下流側へ徐々に大きく傾くようにそれぞれ構成されると共に、拡大孔部１７の噴出面１７ｐが孔幅方向Ｌ３の中央部において前記高温ガスの上流側（図１及び図２において左側）へ傾くように構成されている。ここで、各々のフィルム冷却孔１３は、仮想平面ＶＰを基準として、前述のように、拡大孔部１７の噴出面１７ｐが孔幅方向Ｌ３の中央部において前記高温ガスの上流側へ傾くように構成されているが、拡大孔部１７の噴出面１７ｐが孔幅方向Ｌ３の中央部において前記高温ガスの下流側へ傾くように構成されたり、拡大孔部１７の噴出面１７ｐが孔幅方向Ｌ３の中央部において仮想平面ＶＰと略平行になるように構成されたりしても差し支えない。
次に、第１実施形態の作用及び効果について説明する。
前記ガスタービンエンジンの稼動中に、前記圧縮機又は前記ファンから抽気された圧縮空気の一部が冷却空気ＣＡとして冷却通路１１に流入して、タービン翼本体３における翼５の内壁面５ａ側から多数のフィルム冷却孔１３に導入されると、多数のフィルム冷却孔１３により冷却空気ＣＡをタービン翼本体３における翼５の外壁面５ｂに沿うように噴出する。これによって、タービン翼本体３における翼５の外壁面５ｂを広範囲に亘って覆う冷却空気フィルムＣＦを発生させることができ、タービン翼１をフィルム冷却することができる（タービン翼１の冷却作用）。
ここで、タービン翼１の冷却作用の他に、各々のフィルム冷却孔１３は、仮想平面ＶＰを基準として、拡大孔部１７の噴出面１７ｐが孔幅方向Ｌ３の中央部から両端側にかけて前記高温ガスの下流側へ徐々に大きく傾くようにそれぞれ構成されると共に、拡大孔部１７の噴出面１７ｐが孔幅方向Ｌ３の中央部において前記高温ガスの上流側へ傾くように構成されているため、拡大孔部１７の開口面積を従来のタービン部品におけるフィルム冷却孔１０３の拡大孔部１０７（図１４参照）の開口面積と同じにするという条件の下で、従来のタービン部品におけるフィルム冷却孔１０３に比較して、フィルム冷却孔１３を孔幅方向Ｌ３へ拡げることができる。これによって、図５（ａ）及び図１５（ａ）に示すＣＦＤ(Computational Fluid Dynamics)解析結果に裏付けられるように、従来のタービン翼に比較して、タービン翼本体３における翼５の外壁面５ｂにおいて冷却空気ＣＡの孔幅方向Ｌ３の拡散を促進させることができる。なお、図５（ａ）及び図１５（ａ）における温度については、無次元化している。
また、同じ理由により、図５（ｂ）に示すＣＦＤ解析結果に裏付けられるように、従来のタービン翼の比較して、タービン翼本体３の外壁面５ｂ付近において反転関係（渦巻き方向が反対の関係）にある一対の冷却空気ＣＡの渦を発生させることができる。これによって、タービン翼本体３における翼５の外壁面５ｂにおいて冷却空気ＣＡの剥離を抑制することができる。なお、図１５（ｂ）に示すＣＦＤ解析結果によると、タービン翼本体１０１の外壁面１０１ｂ付近においは冷却空気ＣＡの渦は発生していない。
以上の如き、第１実施形態によれば、タービン翼本体３における翼５の外壁面５ｂにおいて冷却空気ＣＡの孔幅方向Ｌ３の拡散を促進させつつ、タービン翼本体３における翼５の外壁面５ｂにおいて冷却空気ＣＡの剥離を抑制することができるため、図６に示すように、従来のタービン翼に比較して、冷却空気のタービン翼１のフィルム効率ηを十分に上げることができる。
ここで、図６中において、発明品１とは、第１実施形態に係るタービン翼１の実施品のことをいい、従来品とは、従来のタービン翼の実施品のことをいう。また、フィルム効率ηは、前記高温ガスの温度をＴｆ、冷却フィルムＣＦの温度をＴｆ、冷却空気ＣＡの温度をＴｃとした場合に、フィルム効率η＝（Ｔｇ−Ｔｆ）／（Ｔｇ−Ｔｃ）で定義される。
（第２実施形態）
本発明の第２実施形態について図７から図１２、図１５を参照して説明する。
ここで、図７は、第２の実施形態に係わる冷却タービン翼におけるフィルム冷却孔の断面図であって、図８は、図７を上から見た模式的な図であって、図９は、第２の実施形態に係わる冷却タービン翼を示す図であって、図１０は、図９におけるX-X線に沿った図であって、図１１（ａ）は、第２の実施形態に係わる冷却タービン翼におけるフィルム冷却孔の出口付近の温度についてのＣＦＤ解析結果を示す図であって、図１１（ｂ）は、第２の実施形態に係わる冷却タービン翼におけるフィルム冷却孔の冷却空気の流れについてのＣＦＤ解析結果を示す図であって、図１２は、冷却空気の流量と、発明品２及び従来品のフィルム効率との関係を示す図である。
図９及び図１０に示すように、第２実施形態に係わるタービン翼１９は、第１実施形態に係わるタービン翼１と同様に、翼５とプラットホーム７とダブテール９とからなるタービン翼本体３を具備してあって、タービン翼本体３は、内部に、冷却通路１１を有している。
タービン翼本体３における翼５（高温ガスに曝される部位）には、タービン翼本体３における翼５の内壁面５ａ側から導入した冷却空気ＣＡをタービン翼本体３における翼５の外壁面５ｂに沿うように噴出する多数のフィルム冷却孔２１が形成されており、各々のフィルム冷却孔２１の構成は、次のようになる。
即ち、図７及び図８に示すように、タービン翼本体３における翼５の内壁面５ａ側部分には、冷却通路１１に連通した直孔部２３が形成されており、この直孔部２３は、断面がタービン翼本体３における翼５の厚み方向Ｌ１に亘って略同じ形状になるように構成されている。また、タービン翼本体３における翼５の外壁面５ｂ側部分には、直孔部２３に連続した拡大孔部２５が形成され、この拡大孔部２５は、断面がタービン翼本体３における翼５の外壁面５ｂ側に向かって徐々に大きくなるように構成されてあって、前記高温ガスの下流側（前記高温ガスの流れ方向からみて下流側、図７及び図８において右側）に噴出面２５ｐを有している。
更に、各々のフィルム冷却孔２１は、直孔部２３の軸心方向Ｌ２と孔幅方向Ｌ３の２つの方向に平行な仮想平面ＶＰを基準として、拡大孔部２５の噴出面２５ｐが前記高温ガスの上流側（図７及び図８において左側）へ傾くように構成されている。
なお、噴出面２５ｐの上流端２５ｐｕは、拡大孔部２５の開口側の上流端２５ｕよりも下流側に位置してあって、噴出面２５ｐの下流端２５ｐｄは、拡大孔部２５の開口側の下流端になっている。
次に、第２実施形態の作用及び効果について説明する。
前記ガスタービンエンジンの稼動中に、前記圧縮機又は前記ファンから抽気された圧縮空気の一部が冷却空気ＣＡとして冷却通路１１に流入して、タービン翼本体３における翼５の内壁面５ａ側から多数のフィルム冷却孔２１に導入されると、多数のフィルム冷却孔２１により冷却空気ＣＡをタービン翼本体３における翼５の外壁面５ｂに沿うように噴出する。これによって、タービン翼本体３における翼５の外壁面５ｂを広範囲に亘って覆う冷却空気フィルムＣＦを発生させることができ、タービン翼１９をフィルム冷却することができる（タービン翼１９の冷却作用）。
ここで、タービン翼１９の冷却作用の他に、各々のフィルム冷却孔２１は、仮想平面ＶＰを基準として、拡大孔部２５の噴出面２５ｐが前記高温ガスの上流側へ傾くように構成されているため、拡大孔部１７の開口面積を従来のタービン部品におけるフィルム冷却孔１０３の拡大孔部１０７（図１４参照）の開口面積と同じにするという条件の下で、従来のタービン部品におけるフィルム冷却孔１０３に比較して、フィルム冷却孔２１を孔幅方向Ｌ３へ拡げることができる。これによって、図１１（ａ）及び図１５（ａ）に示すＣＦＤ解析結果に裏付けられるように、従来のタービン翼に比較して、タービン翼本体３における翼５の外壁面５ｂにおいて冷却空気ＣＡの孔幅方向Ｌ３の拡散を促進させることができる。なお、図１１（ａ）における温度については、無次元化している。
また、同じ理由により、図１１（ｂ）及び図１５（ｂ）に示すＣＦＤ解析結果に裏付けられるように、従来のタービン翼の比較して、タービン翼本体３の外壁面５ｂ付近において冷却空気ＣＡの孔幅方向Ｌ３の流れを強めることができる。これによって、タービン翼本体３における翼５の外壁面５ｂにおいて冷却空気ＣＡの剥離を抑制することができる。
以上の如き、第２実施形態によれば、タービン翼本体３における翼５の外壁面５ｂにおいて冷却空気ＣＡの孔幅方向Ｌ３の拡散を促進させつつ、タービン翼本体３における翼５の外壁面５ｂにおいて冷却空気ＣＡの剥離を抑制することができるため、図１２に示すように、従来のタービン翼に比較して、冷却空気ＣＡのタービン翼１９のフィルム効率ηを十分に上げることができる。
ここで、図１２中において、発明品２とは、第２実施形態に係るタービン翼１の実施品のことをいい、従来品とは、従来のタービン翼の実施品のことをいう。
なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限るものではなく、例えば、タービン翼１，１９に適用したフィルム冷却孔１３，２１の構成をそのままシュラウド等の他のタービン部品について適用する等、適宜の変更を行うことにより、次のように、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。

Claims (3)

  1. ガスタービンエンジンに用いられるタービン部品において、
    タービン部品本体と、
    該タービン部品本体における高温ガスに曝される部位に形成され、前記タービン部品本体の内壁面側から導入した冷却空気を前記タービン部品本体の外壁面に沿うように噴出する多数のフィルム冷却孔と、を具備し、
    各々の前記フィルム冷却孔は、
    前記タービン部品本体の内壁面側部分に形成され、断面が前記タービン部品本体の厚み方向に亘って略同じ形状になるように構成された直孔部と、
    前記タービン部品本体の外壁面側部分に形成され、断面が前記タービン部品本体の外壁面側に向かって徐々に大きくなるように構成され、前記高温ガスの下流側に噴出面を有し、前記直孔部に連続した拡大孔部と、をそれぞれ備えてあって、
    更に、各々の前記フィルム冷却孔は、前記直孔部の軸心方向と孔幅方向の２つの方向に平行な仮想平面を基準として、前記拡大孔部の前記噴出面が前記孔幅方向の中央部から両端側にかけて前記高温ガスの下流側へ徐々に大きく傾くようにそれぞれ構成されたことを特徴とするタービン部品。
  2. 各々の前記フィルム冷却孔は、前記仮想平面を基準として、前記拡大孔部の前記噴出面が前記孔幅方向の中央部において前記高温ガスの上流側へ傾くように構成されたことを特徴とする請求項１に記載のタービン部品。
  3. ガスタービンエンジンに用いられるタービン部品において、
    タービン部品本体と、
    該タービン部品本体における高温ガスに曝される部位に形成され、前記タービン部品本体の内壁面側から導入した冷却空気を前記タービン部品本体の外壁面に沿うように噴出する多数のフィルム冷却孔と、を具備し、
    各々の前記フィルム冷却孔は、
    前記タービン部品本体の内壁面側部分に形成され、断面が前記タービン部品本体の厚み方向に亘って略同じ形状になるように構成された直孔部と、
    前記タービン部品本体の外壁面側部分に形成され、断面が前記タービン部品本体の外壁面側に向かって徐々に大きくなるように構成され、前記高温ガスの下流側に噴出面を有し、前記直孔部に連続した拡大孔部と、を具備してあって、
    更に、各々の前記フィルム冷却孔は、前記直孔部の軸心方向と孔幅方向の２つの方向に平行な仮想平面を基準として、前記拡大孔部の前記噴出面が前記高温ガスの上流側へ傾くように構成されたことを特徴とするタービン部品。
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