JP4070856B2 - スロット冷却翼端を有するタービン動翼 - Google Patents

Description

【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関し、特にタービン翼端冷却に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンは空気を圧縮する圧縮機を含み、圧縮空気は燃焼器内で燃料と混ぜられそして点火されて高温燃焼ガスとなり、１段以上のタービン動翼を下流方向に通流する。タービン動翼はエネルギーを燃焼ガスから抽出し、圧縮機に動力を与えるとともに出力を発する。
【０００３】
タービン動翼は高温燃焼ガスに直接さらされるので、通例動翼に内部冷却回路を設けることにより、冷却媒体例えば圧縮機抽出空気が動翼の翼形部と、その表面の様々なフィルム冷却孔とを通る。
翼形部は、燃焼ガス用の半径方向内側流路を画成する翼台における根元から半径方向外側先端キャップまで延在し、そして翼形部の前縁から後縁まで軸方向に延在する相対する圧力側と吸引側を有する。冷却回路は翼形部内に圧力側と吸引側の間に延在しそして頂部が翼形部先端キャップにより境されている。
【０００４】
通例、先端キャップの頂部から半径方向外方に１対のスクイーラ先端（squealer tip）が延在し、両先端は、先端キャップ上に翼形部の周囲に沿って延在する小さなリブの形態をなしている。両スクイーラ先端は前縁と後縁との間において横方向に相隔たり、上向きに開いた先端空洞を画成している。
スクイーラ先端は翼形部の短い半径方向延長部をなし、外側タービンシュラウドに半径方向に近接してそれとの間に比較的小さな間隙を画成する。運転中、タービン動翼はシュラウド内で回転し、スクイーラ先端はシュラウドとともに有効な程度に小さな密封をなしてそれとの間の燃焼ガスの漏れを最小にする。動翼とシュラウドとの間の熱膨張差により、スクイーラ先端はタービンシュラウドを摩擦して摩耗し得る。スクイーラ先端は先端キャップの上方に半径方向に延在するので、先端キャップ自体と翼形部の残部は損傷から保護され、従ってタービン動翼とその内部の冷却回路の健全性を保つ。
【０００５】
しかし、スクイーラ先端は翼形部の固体金属突起であるから、その面上を流れる燃焼ガスにより直接加熱され、そして主として先端キャップへの限られた熱伝導により冷却され、その際熱は翼形部内を循環する冷却媒体の対流により除去される。従って、スクイーラ先端は翼形部の残部の温度より高い温度で作用し、高温タービン環境内の翼形部の効果を制限する。
【０００６】
断熱被覆（ＴＢＣ）は、ガスタービンエンジンの様々な箇所で用いられる実証ずみの断熱材である。しかしＴＢＣは、熱流束が構成部の高温側と低温側との温度差により高くなるエンジン箇所だけで有効である。典型的なスクイーラ先端は内側と外側とが燃焼ガスに直接さらされるので、その横方向に比較的低い熱流束を有し、これがスクイーラ先端の外側に施したＴＢＣの効果を減らす。
【０００７】
翼形部の圧力側が通例燃焼ガスから最高熱負荷を受けるので、１列の従来のフィルム冷却孔が通例先端キャップの直下において圧力側に設けられて冷却膜を形成し、この冷却膜は圧力側スクイーラ先端の面上を上方に流れる。これは圧力側スクイーラ先端の冷却を良くするが、また、スクイーラ先端の頂部から下方にフィルム冷却孔近辺の先端キャップまで比較的大きな半径方向温度勾配をもたらす。この方向の大きな温度勾配により熱応力が発生し、エンジンの繰返し運転サイクル中に、動翼の有効寿命を制限する金属割れを引起こし得る。
【０００８】
スクイーラ先端におけるこの望ましくない半径方向熱勾配を減らすために、ＴＢＣ被覆工程中翼端にマスキングを施すことによりスクイーラ先端の外側に沿うＴＢＣを無くし得るとともに翼形部外面の残部上のＴＢＣを保ち得る。こうして、スクイーラ先端全体が、ＴＢＣ保護なしに望ましくない半径方向温度勾配を減らすように用いられる。しかし、タービン動翼の製造におけるマスキング工程は製造費をかなり高めるので望ましくない。従って、マスキング工程を無くし、しかもＴＢＣとともに用いられる際の動翼スクイーラ先端の有効冷却をもたらすことが望まれる。
【０００９】
【発明の概要】
タービン動翼が、内部冷却回路を有する翼形部を含み、この翼形部は根元から先端キャップまで延在し、そして横方向に相対する圧力側と吸引側を有し、両側は前縁と反対側後縁との間に延在し、面上を燃焼ガスが流れ得る。１対のスクイーラ先端が圧力側と吸引側に沿って先端キャップから半径方向上方に延在し、そして前縁と後縁との間において相隔たり、上向きに開いた先端空洞を画成している。両スクイーラ先端の少なくとも一つが、先端キャップまで半径方向内方に延在するスロットを有し、このスロットはまた前縁と後縁との間に当該スクイーラ先端に沿って延在する。複数の相隔たる供給孔がスロットにおいて先端キャップを半径方向に貫通して冷却回路と連通しており、冷却媒体をスロットに導入してスクイーラ先端の冷却に役立てる。さらに、断熱被覆を当該スクイーラ先端の外側に配設して、それに沿って流れ得る燃焼ガスに対する断熱をなし得る。
【００１０】
本発明の好適実施例を、他の目的と利点とともに、添付図面と関連する以下の詳述においてさらに詳しく説明する。
【００１１】
【好適実施例の記載】
図１には第１段高圧タービン動翼として用いるために形成したガスタービンエンジンタービン動翼の一例１０を示す。動翼１０には従来のダブテール１２が含まれ、部分的に示したロータディスク１４の外周における対応ダブテールスロットに動翼を装着するための適当なタングを有する。
【００１２】
動翼１０にはさらに翼形部１６が含まれ、ダブテール１２に接合した根元１８と、一体翼台２０と、半径方向反対側の先端キャップ２２とを有する。翼形部１６はまた横方向に相対する圧力側２４と吸引側２６を有し、両側は前縁２８と反対側後縁３０との間に根元１８から先端キャップ２２まで延在し、両側の面上を燃焼器（図示せず）で発生した高温燃焼ガス３２が流れ得る。
【００１３】
翼形部１６はさらに内部冷却流路または回路３４を有し、この冷却回路は先端キャップ２２から根元まで延在しかつダブテール１２を貫通して、動翼１０の冷却に適する冷却媒体、例えば、従来の圧縮機（図示せず）から抽出し得る空気を通す。
以下にさらに説明する態様を除き、動翼１０は任意の従来形状を有し得るものであり、通例、高温運転で適度の強度を有する単結晶構造のニッケル基超合金のような適当な高温金属のダブテール１２と翼形部１６と翼台２０の一体鋳物として形成される。
【００１４】
本発明の一実施例によれば、翼形部１６はさらに１対のスクイーラ先端３８ａ、３８ｂを含み、両スクイーラ先端は圧力側２４と吸引側２６それぞれに沿って先端キャップ２２から半径方向上方に延在し、それと一体に形成または鋳造され得る。スクイーラ先端３８ａ、３８ｂは先端キャップ２２において前縁２８と後縁３０との間で横方向に相隔たり、上向きに開いた先端空洞４０を画成し、この空洞は、翼形部の圧力側と吸引側との間において、対応する両スクイーラ先端間で実質的に連続している。
【００１５】
本発明により優れた冷却をもたらすために、両スクイーラ先端の少なくとも一つが、上方に開いた単一スロット４２を有し、このスロットはスクイーラ先端の共通上面すなわち半径方向外面から先端キャップ２２まで半径方向内方に延在する。翼形部の圧力側２４は一般に凹形であり、通例、一般に凸形の吸引側２６と比べ、面上を流れる燃焼ガス３２から最高の熱負荷を受ける。従って、スロット４２は好ましくは圧力側スクイーラ先端３８ａに設けられ、それに沿って前縁２８近辺から後縁３０近辺まで延在する。スロット４２の軸方向すなわち翼弦方向範囲は、比較的高い熱負荷の区域においてスクイーラ先端の効果的な冷却をもたらすように各設計用途に対して選択される。
【００１６】
両スクイーラ先端３８ａ、３８ｂの後縁部分を図２にさらに詳細に示す。圧力側スクイーラ先端３８ａのスロット４２はスクイーラ先端を内側部分と外側部分とに二分している。しかし、スクイーラ先端３８ａは、共通の半径方向高さと平らな頂部を有する均等な外側輪郭を有する単一スクイーラ先端として作用し、従来のように用いられて図３に示した従来のタービンシュラウド４４とともに比較的小さな半径方向間隙を形成する。こうして、両スクイーラ先端３８ａ、３８ｂはシュラウド４４から等しく隔てられ、そこで有効な流体密封をなして、運転中それとの間の燃焼ガス３２の漏れを減らす。また、タービンシュラウド４４と動翼１０の熱膨張差により、両スクイーラ先端はシュラウド４４を摩擦して翼形部の残部と先端キャップ２２を損傷から保護する。
【００１７】
図２と図３に示すように、複数の翼弦方向に相隔たる供給孔４６がスロット４２において先端キャップ２２を半径方向に貫通して翼形部１６内の冷却回路３４と連通しており、同回路から冷却媒体３６のそれぞれの部分をスロット４２に導入して内部対流による圧力側スクイーラ先端３８ａの冷却に役立つ。
スロット４２は上向きすなわち半径方向外向きの第１出口４２ａを有し、この出口は単一の圧力側スクイーラ先端３８ａの隣合う内側部分と外側部分とにより画成され、両部分は先端キャップ２２の上方に共通の半径方向高さを有する。第１出口４２ａは前縁と後縁との間でスロット４２の全軸方向範囲に沿って連続的に延在する。
【００１８】
スロット４２はまた図２に示すように軸方向後ろ向き第２出口４２ｂを有し、第２出口４２ｂは翼形部後縁３０に設けられ、スロット４２内の冷却媒体３６の後方流を促進して第２出口４２ｂから排出する。
運転中、圧縮された冷却媒体３６は半径方向上方に複数の供給孔４６を通流して圧力側スクイーラ先端３８ａの共通スロット４２に流入する。スロット第２出口４２ｂは前縁と後縁との間のスロット４２内の冷却媒体３６の流れを促進する。こうして、冷却媒体３６は圧力側スクイーラ先端３８ａの内側に沿って高度の対流冷却をなした後、第１および第２出口４２ａ、４２ｂから排出される。第１出口すなわち半径方向出口４２ａから出た冷却媒体３６の部分は翼端とタービンシュラウド４４との間の間隙に入り、そこでの燃焼ガス３２の漏れに対する漏止め効果を高める。
【００１９】
図２に示しかつ図４にさらに詳細に示すように、供給孔４６は好ましくは後縁の第２出口４２ｂに向かって後方に鋭角Ａで傾斜して先端キャップ２２を貫通しており、スロット４２内の冷却媒体３６の後方流を促進してスクイーラ先端の対流冷却を改善する。鋭角Ａは好ましくは例えば約３０〜４５度の範囲内にある。さらに、図３を再び参照するとわかるように、供給孔４６は好ましくは供給孔の上方のスロット４２と半径方向同面内にあり、スロット４２を画成する両横面に沿って冷却媒体３６を均等に分布させその対流冷却を促進する。
【００２０】
このように、図３に示したような圧力側スクイーラ先端３８ａの外側部分の優れた後ろ側冷却が得られてそこに望ましい温度勾配をもたらし、従って、断熱被覆（ＴＢＣ）４８をスクイーラ先端に極めて有利に追加的に用いることができる。ＴＢＣ４８は、断熱セラミック材料であるジルコニアのような任意の従来組成のものでよい。この材料は今や従来のように、根元１８からスクイーラ先端３８ａ、３８ｂの両外側を含む先端まで圧力側２４と吸引側２６とに沿って翼形部１６の全外面にわたって施し得る。
【００２１】
第３に示すように、被覆４８は圧力側スクイーラ先端３８ａの外側だけに圧力側２４と同じ延在状態で配設され、圧力側スクイーラ先端３８ａをそれに沿って流れ得る燃焼ガス３２から熱的に絶縁する。スロット４２により優れた後ろ側対流冷却がなされるので、被覆４８は好ましくは、先端キャップ２２のＴＢＣ被覆された圧力側２４との接合箇所からスクイーラ先端３８ａの頂部まで完全に圧力側スクイーラ先端３８ａの全外側表面に沿って延在する。
【００２２】
圧力側スクイーラ先端３８ａは従来のように半径方向上方に燃焼ガス３２内に突出しそして燃焼ガスにより加熱されるが、スロット４２と供給孔４６はスクイーラ先端３８ａの外側部分の効果的な後ろ側対流冷却を保証し、この冷却はスクイーラ先端３８ａの外側に沿う被覆４８の付加を補完する。圧力側スクイーラ先端３８ａにおける被覆４８に沿って流れる燃焼ガス３２は高温であり、そしてスロット４２を通る冷却媒体３６は比較的低温であるから、効果的な横方向熱勾配がスクイーラ先端３８ａの全半径方向範囲にわたって発生する。スクイーラ先端３８ａにおける比較的大きな横方向熱勾配に対応して大きな熱流束がスクイーラ先端３８ａの高温側と低温側との間に発生し、被覆４８の性能をかなり高める。
【００２３】
さらに、スロット４２と供給孔４６は、スクイーラ先端３８ａの頂部から先端キャップ２２までの半径方向温度勾配の低減に有効である。この半径方向温度勾配を減らすことにより、対応熱応力も減らされ、圧力側スクイーラ先端３８ａ近辺における翼端の性能をさらに高める。
従って、圧力側スクイーラ先端３８ａは、断熱被覆を有するあるいは有しない中実スクイーラ先端と比べ、低くかつ均等な温度を有する。断熱被覆の断熱効果はスロット４２内の後ろ側冷却により高められる。そして、圧力側スクイーラ先端３８ａの下方の圧力側表面の従来の翼端フィルム冷却孔は、翼形部圧力側２４に沿う境界層流の空気分裂とともに無くし得る。
【００２４】
図３に示すように、圧力側スクイーラ先端３８ａにおける翼形部圧力側２４は好ましくは無孔でフィルム冷却孔を持たず、そして圧力側スクイーラ先端３８ａはスロット４２だけによって冷却される。図１に示すように、翼形部１６は、翼形部冷却をなすために所望に応じて圧力側と吸引側の様々な部分に設けたフィルム冷却孔５０のような従来の冷却孔を有し得る。しかし、改良した圧力側スクイーラ先端３８ａは、好ましくは、圧力側２４において先端キャップ２２の直下に対応する一列の従来のフィルム冷却孔を設けることなく冷却される。
【００２５】
図３に示した被覆４８は今やスクイーラ先端の外面を完全に覆い得るので、前述の望ましくないマスキング工程を排除してタービン動翼の加工費を減らし得る。従って、動翼１０は廉価な製造工程を用いて製造でき、最初にタービン動翼１０を単結晶のニッケル基超合金製の部品として鋳造し得る。スロット４２は、翼形部に最初に鋳造されるか、あるいは後に放電加工（ＥＤＭ）のような従来の方式を用いて翼形部に機械的に形成され得る。そして、供給孔４６は例えば従来のレーザ穴あけ加工を用いて容易に形成され得る。なぜなら、供給孔４６は好ましくはスロット４２と同面内にあるのでスロット４２の上方から接近しやすいからである。供給孔４６とスロット４２は同面内にあるので、供給孔４６の配向も、スロット４２を通る穴あけ加工装置の適切な整合により容易に達成され得る。
【００２６】
図２に示した好適実施例では、スロット４２は翼形部圧力側２４と同じ延在状態にある圧力側スクイーラ先端３８ａだけに設けられている。所望に応じ、吸引側スクイーラ先端３８ｂも同様に形成し得る。運転中、圧力勾配が翼形部の周囲に存在し、圧力側２４の圧力が吸引側２６の圧力より高いので、スロット４２の後縁第２出口４２ｂは、好ましくは、図２に示すように翼形部後縁３０のすぐ上流において翼形部吸引側２６に設けられる。こうすると、翼端における自然発生圧力勾配は、スロット４２内の冷却媒体３６の軸方向対流冷却流をさらに促進し、第１出口４２ａと比べ第２出口４２ｂを出る冷却媒体３６の相対流を増す。
【００２７】
図３に示した実施例では、スロット４２は先端キャップ２２から上方にほぼ垂直に延在して圧力側スクイーラ先端３８ａを一様に二分する。供給孔４６はスロット４２と半径方向同面内にあるので、スクイーラ先端３８ａの外側部分の横方向厚さは概して先端キャップ２２における翼形部圧力側２４の厚さに等しい。
図５は翼端の代替実施例を示し、この場合スロット４２は先端キャップ２２から鋭角でそれに対してわずかに垂直でないように延在し、そして好ましくは、幾分異なる形状の故に３８ｃと符号を付けた圧力側スクイーラ先端内で外側方向に延在する。こうすると、供給孔４６は冷却回路３４から同様に傾斜して先端キャップ２２を貫通し、そしてスクイーラ先端３８ｃの外側部分の熱的質量が減らされるとともに同先端の内側部分がそれに対応して増加した熱的質量を有する。スクイーラ先端３８ｃの外側部分は高温燃焼ガスに直接さらされるので、その減少した熱的質量はその効果的な後ろ側冷却を促進しさらに断熱被覆４８の性能を高める。圧力側スクイーラ先端３８ｃの傾斜スロット４２は冷却媒体３６を圧力側先端コーナに比較的近い所に導くことによりこの区域における半径方向熱勾配をさらに減らして冷却効果を高める。
【００２８】
以上、本発明の好適実施例と考えられるものを説明したが、上述の教示から様々な改変が本発明の範囲内で可能であることはもちろんである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施例による冷却される翼形部と翼端を有するガスタービンエンジンタービン動翼の一例の部分断面斜視図である。
【図２】図１に示した翼形部の後ろ向き後縁部分を翼端において線２−２に沿って前方に見た図である。
【図３】タービンシュラウドに隣接する図２に示した翼端の線３−３にほぼ沿う半径方向立面断面図である。
【図４】図３に示したような本発明の一実施例によるスクイーラ先端とスロットの線４−４にほぼ沿う部分断面図である。
【図５】図３に似た半径方向立面断面図で、本発明の代替実施例による翼端を示す。
【符号の説明】
１０ タービン動翼
１２ ダブテール
１４ ロータディスク
１６ 翼形部
１８ 根元
２２ 先端キャップ
２４ 圧力側
２６ 吸引側
２８ 前縁
３０ 後縁
３４ 内部冷却回路
３８ａ、３８ｂ、３８ｃ スクイーラ先端
４０ 先端空洞
４２ スロット
４６ 供給孔
４２ａ 第１出口
４２ｂ 第２出口
４８ 断熱被覆

Claims (4)

1. タービン動翼をロータディスクに装着するためのダブテールと、翼形部とからなり、
   前記翼形部は前記ダブテールに接合した根元と、半径方向反対側の先端キャップと、前縁と反対側後縁との間に延在し面上を燃焼ガスが流れ得る横方向に相対する圧力側と吸引側とを有し、前記翼形部はさらに、前記先端キャップから前記根元まで延在しかつ前記ダブテールを貫通して前記動翼冷却用の冷却媒体を循環させる内部冷却回路を含み、前記翼形部はまた１対のスクイーラ先端を含み、
   両スクイーラ先端は前記圧力側と前記吸引側それぞれに沿って前記先端キャップから半径方向上方に延在しそして前記前縁と前記後縁との間において相隔たり、上向きに開いた先端空洞を画成し、両スクイーラ先端の少なくとも一つがその頂部から前記先端キャップまで半径方向内方に延在するスロットを有し、
   このスロットは前記前縁近辺から前記後縁近辺まで前記一つのスクイーラ先端に沿って延在し、複数の相隔たる供給孔が前記スロットにおいて前記先端キャップを半径方向に貫通して前記翼形部内の前記冷却回路と連通しており前記冷却媒体を前記冷却回路から前記スロットに導入して前記一つのスクイーラ先端の冷却に役立てるようになっており、
   前記スロットは前記先端キャップ上方の共通高さにおいて前記一つのスクイーラ先端の隣合う部分により画成された上向き第１出口と、前記翼形部後縁に設けられた後ろ向き第２出口とを含み、前記第２出口は前記スロット内の前記冷却媒体の後方流を促進して前記第２出口から排出し、
   前記供給孔は前記第２出口に向かって後方に鋭角で傾斜して前記先端キャップを貫通しており前記スロット内の前記冷却媒体の後方流を促進するタービン動翼。
2. 前記供給孔はその上方の前記スロットと半径方向同面内にある請求項１記載のタービン動翼。
3. 前記一つのスクイーラ先端の外側に前記翼形部の両側の対応する片側と同一範囲に延在して配設され前記一つのスクイーラ先端をそれに沿って流れる前記燃焼ガスから絶縁する断熱被覆をさらに含む請求項２記載のタービン動翼。
4. 請求項１乃至３のいずれか１項に記載のタービン動翼を備えるガスタービンエンジン。

Images