JP2668207B2 - ガスタービンエンジンのタービンのエーロフオイルセクシヨン - Google Patents

ガスタービンエンジンのタービンのエーロフオイルセクシヨン

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JP2668207B2
JP2668207B2 JP61307581A JP30758186A JP2668207B2 JP 2668207 B2 JP2668207 B2 JP 2668207B2 JP 61307581 A JP61307581 A JP 61307581A JP 30758186 A JP30758186 A JP 30758186A JP 2668207 B2 JP2668207 B2 JP 2668207B2
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cooling
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ユナイテツド・テクノロジ−ズ・コ−ポレイシヨン
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    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film cooling

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 産業上の利用分野 本発明は、ガスタービンエンジンに係り、更に詳細に
はタービンのブレードやベーンの冷却に係る。 従来の技術 周知の如く、タービン及びそのステータベーンはガス
タービンエンジンの非常に過酷な環境に於て作動する。
またタービンの作動温度はエンジンの効率と直接関係し
ており、温度が高くなければなる程効率が高くなること
もよく知られている。従ってガスタービンエンジンの技
術に携わる当業者は、使用される材料を工夫することに
より又は冷却技術により、タービンをより高い温度にて
作動させることを試みている。 例えばガスタービンエンジンのタービンのエーロフォ
イルは作動媒体ガス中に於て2500゜F（1370℃）もの温
度になる。かかるエンジンのブレードやベーンは、一般
に、エーロフォイル内の熱応力のレベルを低減すること
によってエーロフォイルの構造的完全性や疲労寿命を維
持すべく冷却される。 エーロフォイルの冷却に関する初期の一つの方法が米
国特許第3,171,631号に開示されている。この米国特許
に於ては、冷却空気がエーロフォイルの吸入側側壁と圧
力側側壁との間のキャビティへ流され、方向転換ペデス
タル（台状突起）やベーンによりキャビティ内の種々の
位置へ方向転換される。またペデスタルはブレード構造
体の強度を向上させる支持部材としても作用する。 或る年月を経て、米国特許第3,533,712号に開示され
た構造体の如く、曲りくねった通路を使用するより巧妙
な方法が開発された。この米国特許には、エーロフォイ
ルの種々の部分を制御された態様にて冷却すべく、ブレ
ード内のキャビティを貫通して延在する曲りくねった通
路を使用することが開示されている。通路を郭定するエ
ーロフォイルの材料はエーロフォイルに対する所要の構
造的支持を与える。 より最近の米国特許第4,073,599号には、エーロフォ
イルを冷却するための他の方法との組合せにて、複雑な
冷却通路を使用することが開示されている。例えばこの
米国特許のリーディングエッジ領域は、ブレードのリー
ディングエッジ領域内をスパン方向に延在する通路を経
て冷却空気が放出されることに加えて衝突冷却により冷
却される。通路内に冷却空気が流されることにより、上
述の米国特許第3,171,631号の場合と同様、リーディン
グエッジ領域が対流によっても冷却される。 複数パス及び膜冷却孔のみ又はこれらとリーディング
エッジ領域の冷却を向上させるトリップストリップとを
有する複雑な冷却通路を使用するタービンエーロフォイ
ルの冷却法が、例えば米国特許第4,177,010号、同第4,1
80,373号、同第4,224,011号、同第4,278,400号の如き後
年の多くの米国特許の対象とされている。これらのブレ
ードはそのリーディングエッジ領域の壁の厚さに比して
大きい冷却空気通路を有するブレードとして分類され
る。 複数パス型ブレードの通路内に於ける主要な内部熱伝
達メカニズムは互いに当接する壁の対流冷却である。通
路を郭定する壁に近接した冷却空気の低速の領域は通路
内における熱伝達係数を低下させ、エーロフォイルのこ
れらの部分の温度が過剰に昇温することがある。米国特
許第4,180,373号に於ては、互いに隣接する壁の交差部
により形成された隅部に於て冷却空気が停滞することを
防止すべく、壁より通路内へ突出するトリップストリッ
プが湾曲する通路の隅部に使用されている。 現代の複数パスの膜冷却されるタービンエーロフォイ
ルの冷却構造を設計する際に考慮すべき点の一つは、内
外の圧力比の許容し得る最も低い値により決定される幾
つかの重要な位置に於て、ガス流路より高温のガスがエ
ーロフォイルの内部へ流入しないことを確保することで
ある。 例えば既存の第一段タービンに於ては、膜冷却の空気
放射部位により内外の圧力比が大きく異なる。内外圧力
比の最も低い値は試験された特定の構造に於ける第五の
パスの圧力側面に存在し、他の全ての内圧はこの最も低
い値の選定により決定される。また外圧は選定された流
路とエーロフォイルの空気力学的条件との組合せにより
決定される。特にエーロフォイルの外面の周りに於ける
或る位置より或る位置への意味に於ては、タービンの空
気力学的効率を犠牲にすることなく外圧のレベルを変化
させることは殆どできない。これと同一のことが従来技
術に示されているチャンネル型の流体回路の内圧レベル
についてもいえる。 発明の開示 本発明の目的は、制御用内部オリフィス（ブレードの
内部）を横切る圧力降下を創成して所望の圧力比を達成
し、これによりブレードの外面に於て可能な最良の膜冷
却を行うべく、ガスタービンエンジンのブレードの膜冷
却放射部位に於て局部的な内圧の制御を行うことであ
る。 本発明の一つの特徴は、ブレードの内面に近接して長
手方向に延在する閉ざされた内部チャンネルを設け、ま
ず所定の大きさの固定オリフィスを経て冷却空気を流
し、次いで冷却空気の膜を形成するよう所定の第二のオ
リフィスを経て冷却空気を流すことにより、チャンネル
に所望の圧力を有する冷却空気を供給することである。
出口孔の数を増やし、膜冷却の有効性を向上させるよう
圧力比が制御されてよい。 以下に添付の図を参照しつつ、本発明を実施例につい
て詳細に説明する。 発明を実施するための最良の形態 これより本発明をガスタービンエンジンのタービンブ
レードに適用された好ましい実施例について説明する
が、本発明はベーンの如き他の用途にも適用可能なもの
であることに留意されたい。 第１図に示されている如く、符号10にて全体的に示さ
れたタービンブレードはルートセクション12とプラット
フォームセクション14とエーロフォイルセクション16と
を含んでいる。タービンブレードの作動及び種々の冷却
法は従来技術に詳細に記載されているので、簡略化及び
適宜の目的で、ブレードのうち本発明が適用される部分
及びその冷却法についてのみ説明する。冷却法の詳細に
ついては前述の米国特許、特に米国特許第4,474,532
号、同第3,527,543号を参照されたい。ブレードをその
圧力側より見ると、ブレードの内部には、ブレードの長
手方向に延在する円筒状の壁18により形成され完全に包
囲されたチャンネル16が例えば鋳造により形成されてい
る。壁18の一部は、第２図に明瞭に示されている如く、
エーロフォイルセクションの外面を含んでいる。第１図
より明らかである如く、チャンネル16は所定の大きさに
て形成された複数個の孔20を経てパス19と連通してい
る。パス19は前述の従来技術に於て説明されているター
ビンの冷却されるブレードに於て一般的である如く、複
数パスのうちの一つ、好ましくは最後のパスである。 第２図に示されたブレードの翼弦方向の断面は膜冷却
孔とチャンネル内の制御された圧力との関係を良好に示
している。第２図は第１図に示された構造とは異なる構
造を示しているが、本発明の原理は同一である。 第２図の構造はパス24、26、28、30、32よりなる５パ
スの内部冷却構造である。簡略化及び便宜の目的で、パ
ス32についてのみ説明するが、本発明は他の全てのパス
にも同様に適用されるものである。第１図との関連で上
述した如く、チャンネルがブレードの内部に鋳造により
形成されており、チャンネル36及び38は複数個のチャン
ネルのうちの代表的な二つのチャンネルである。壁40及
び42がそれぞれブレード48の圧力側面44及び吸入側面46
に近接して形成されており、これらの面と共働して対応
するチャンネルを郭定している。孔50及び52がそれぞれ
壁40及び42に設けられており、これらの孔は一定の絞り
を与えて所定の圧力降下P3−P2を与える大きさに設定さ
れている。また圧力側面44及び吸入側面46にはそれぞれ
チャンネル36及び38に連通する膜冷却孔54及び56が形成
されており、末広形であってよいこれらの孔の大きさも
所定の大きさに設定されている。 孔50、54、52、56の大きさを予め選定することによ
り、それぞれチャンネル36及び38内の局部的圧力、即ち
内圧を効率的な膜冷却を行い得るよう制御することがで
きる。 本発明によれば、チャンネル36内に制御された圧力を
与え得るよう孔50を孔54と直列に設けることにより、内
外圧力比がP2/P3ではなくP1/P3であるならば等量の冷却
空気を供給するに必要な膜冷却孔の数を２倍にすること
ができる。 第3A図及び第3B図は本発明が採用されないで他の態様
にて達成される数の２倍の数の膜冷却孔をブレードの圧
力側が如何に受入れるかを示している。拡散する列の孔
54は互い違いに配置されているのに対し、従来の構造に
於ては単一の列の孔のみが等量の冷却空気の流れを受入
れていた。 更に冷却空気の流量が等しい場合にもより効果的な冷
却が行われるので、本発明によれば製造法も改善され
る。より進歩したタービンパワープラントの場合の如
く、ブレードの膜冷却を達成するためにかなりの量の冷
却空気を使用するブレードに於ては、冷却空気の流量を
適正なレベルに維持するためには、それらの設計に際し
ては多数の小さい孔を要する。現在の鋳造法によれば0.
02〜0.025inch（0.5〜0.64mm）の孔を鋳造により形成す
ることができる。しかし現代のブレードの設計に於ては
直径0.014inch（0.36mm）の遥かに小さい孔が必要とさ
れる。かかる小さい直径の孔を鋳造によって形成するこ
とはできないので、これらの孔は穿孔により形成されな
ければならず、これによりブレードの価格が40〜50％増
大される。本発明の圧力制御構造によれば、現在の技術
のブレードに比して冷却空気の流量要件又は寿命を犠牲
にすることなく、膜冷却孔の直径を0.02〜0.03inch（0.
5〜0.76mm）の範囲に増大させることができる。即ち直
径0.014inch（0.36mm）の一つの孔の絞りが直径0.02inc
h（0.5mm）の鋳造によって形成可能な二つの孔の絞りに
置換えられる。膜冷却孔を鋳造によって形成することに
より、本発明によればタービンブレードのコストが40〜
50％低減され、冷却効率や冷却システムの性能が低下す
ることもない。 本発明によれば、上述の種々の利点に加えて、局部的
内圧レベルが制御され、また制限がないことにより、或
る特定のブレードに必要な冷却空気の流量を低減するこ
とによって性能が改善され、またブレードを構成する金
属の温度が低減されるのでブレードの寿命が増大され、
またタービンをより高い温度にて作動させ、これにより
エンジンの全体としての効率を増大させることができ
る。 以上に於ては本発明を特定の実施例について詳細に説
明したが、本発明はかかる実施例に限定されるものでは
なく、本発明の範囲内にて他の種々の実施例が可能であ
ることは当業者にとって明らかであろう。
【図面の簡単な説明】 第１図は一つのチャンネルを有する本発明が組込まれた
５パスの内部冷却されるタービンブレードを一部破断し
て示す解図である。 第２図は複数個のチャンネルを有する本発明が組込まれ
たタービンブレードを示す断面図である。 第3A図及び第3B図は従来技術に比して孔の数を増大させ
るパターンにて配置された膜冷却孔の配列を示すべく、
タービンブレードの圧力側の面の一部をそれぞれ断面図
及び正面図として示す部分図である。 10……タービンブレード,12……ルートセクション,14…
…プラットフォームセクション,16……エーロフォイル
セクション,18……壁,19……パス,20……孔,24、26、2
8、30、32……パス,36、38……チャンネル,40、42……
壁,44……圧力側面,46……吸入側面,48……ブレード,5
0、52……孔,54、56……膜冷却孔

Claims (1)

  1. (57)【特許請求の範囲】 １．圧力側面（44）と吸入側面（46）とその間に設けら
    れた複数の内部パス（28,30,32）とを有し、これらによ
    って圧力側壁部と吸入側壁部とこれら両壁部の間に橋渡
    しされ且つ該両壁部の各々と接続された少なくとも一つ
    のリブ部とが形成されているガスタービンエンジンの空
    冷式エーロフォイルセクションにして、前記リブ部と前
    記圧力側壁部の接合部及び前記リブ部と前記吸入側壁部
    の接合部の少なくとも一つにチャンネル（36,38）が形
    成されており、該チャンネルはその環状周壁の実質的半
    分が前記リブ部と前記圧力側壁部又は前記吸入側壁部の
    一方とにより形成されまた該環状周壁の残る実質的半分
    が該リブ部と該圧力側壁部又は吸入側壁部との間に掛け
    渡された円弧状壁部（40,42）により形成されており、
    前記円弧状壁部には前記内部パスより該チャンネルへ空
    気を導入する第一の群の連通孔（50,52）が形成されて
    おり、該チャンネルの前記環状周壁の一部を形成する前
    記圧力側壁部又は吸入側壁部には該チャンネルより当該
    圧力側壁部又は吸入側壁部の圧力側面又は吸入側面へ空
    気を吹き出す第二の群の連通孔（54,56）が形成されて
    いることを特徴とするガスタービンエンジンのエーロフ
    ォイルセクション。
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