JPH04232336A - 湾曲した気膜冷却穴を設けたガスタービンエンジンのベーン - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】この発明は、ガスタービンエンジ
ンのベーン、特に冷却用の通気穴を設けた中空なエアー
ホイル部分を有するベーンに関する。

【０００２】

【従来の技術】ガスタービンエンジンの高圧タービンノ
ズルに入ってきて、ノズルの個々のベーンの外面に沿っ
て流れる入口ガス流空気は高温であるので、ベーン温度
を現在の材料の許容限度内に維持するために、ベーンエ
アーホイル部分を冷却する必要がある。通常冷却を行う
には、ベーンを中空なエアーホイルとして形成し、中空
な内部からの通気穴を設け、これらの通気穴を通して冷
却ガス、大抵は空気を送り出す。冷却ガスがエアーホイ
ル表面の少なくとも一部にわたってフィルムを形成し、
それにより同表面を冷却するか、少なくとも絶縁するの
が望ましい。気膜冷却射出位置は、高熱のガス流が超音
速になり得るエアーホイルの吸引側（凸面）で、特に重
要である。性能の考察から、気膜冷却をエアーホイル表
面に、高熱なガス流が低い速度を有する位置で、かつエ
アーホイル部分の前縁付近で導入すべきであるとされて
いる。冷却フィルム射出位置の選択は、エアーホイルの
性能と冷却との妥協点を探ることになる。性能低下は、
射出位置での主流マッハ数の自乗に正比例する。したが
って、マッハ数が約０．３である領域に冷却材を射出す
る場合の性能と、マッハ数が約１．０である領域に冷却
材を射出する場合の性能とを比較すると、エンジン性能
に与える影響は著しく異なる。しかし、射出を低マッハ
数領域で行なう場合、冷却フィルムはベーンの後縁に達
する前に無効な点まで劣化する。このような劣化を補償
するために、冷却材の流れを増大する必要があるが、こ
のように流れを増大すると、燃焼器から出てくる温度プ
ロファイルが悪影響を受け、エンジン性能が悪影響を受
ける。したがって、多くの場合に、冷却材の射出は、性
能と冷却および部品寿命との妥協点の選択になる。

【０００３】エアーホイル部分の曲率が大きい場合、ガ
スフィルムまたは通気穴を、ガスフィルム射出角を小さ
くするような角度に配向する。射出角を小さくすること
により、フィルムは一層エアーホイル表面に沿って流れ
るようになる。フィルムが表面に沿って流れないと、す
なわち、フィルムがガス流に散逸すると、有効な冷却は
行われない。ガス流の強さに対する射出冷却材の強さ、
すなわち吹込比（ブローイングレート）が冷却材射出角
に対して適切でないと、フィルムの吹き飛びが起こる。 また、湾曲した案内管を用いて、冷却ガスを、たとえば
１３５〜１６５度の大きな角度にわたって転回させてか
ら、冷却ガスをエアーホイル表面に対して約１５〜４５
度の角度で射出し、こうしてフィルムをベーン表面上に
より大きな距離にわたって留まらせることも提案されて
いる。しかし、この構成は、急激な速度変化をもたらさ
ない比較的連続に湾曲した吸引側を有するエアーホイル
に適用されている。具体的には、この提案の構成は、吹
込比が約０．３７〜０．７０の範囲にある場合にのみ有
効であることが実証されている。吹込比が０．７０より
高いと、湾曲管が直管射出より気膜冷却に有効でないこ
とが確認されている。この研究は、ＮＡＳＡ　　Ｔｅｃ
ｈｎｉｃａｌ　　Ｐａｐｅｒ　　１５４６（１９７９年
）のＰａｐｅｌｌ，ＧｒａｈａｍおよびＣａｇｅａｏの
論文「赤外造影で検出した気膜冷却効果への冷却材管曲
率の影響」（Ｉｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆ　　Ｃｏｏｌａｎ
ｔ　　Ｔｕｂｅ　　Ｃｕｒｖａｔｕｒｅ　　ｉｎ　　Ｆ
ｉｌｍ　　Ｃｏｏｌｉｎｇ　　Ｅｆｆｅｃｔｉｖｅｎｅ
ｓｓ　　ａｓ　　Ｄｅｔｅｃｔｅｄ　　ｂｙ　　Ｉｎｆ
ｒａｒｅｄ　　Ｉｍａｇｅｒｙ）に詳述されている。一
般に、１．１より大きい吹込比は気膜冷却には有効でな
いと考えられている。

【０００４】ふくらんだ（ｂｌｕｎｔ）前縁のエアーホ
イルの開発に伴って、気膜冷却の条件は一層過酷になっ
た。このようなエアーホイルでは、正規のフィルム射出
点のすぐ下流に高曲率の部分が存在する。通常の射出方
法は、このような高曲率領域でエアーホイル表面に冷却
フィルムを維持するのに無効である。さらに、高曲率領
域を通る高温ガスの速度は超音速に近づき、大きな自由
流乱流に基づく冷却フィルムの劣化を促進する。

【０００５】

【発明の概要】この発明の目的は、ガスタービンエンジ
ンにおけるふくらんだエアーホイルの気膜冷却と関連し
た上記その他の欠点を克服する方法および装置を提供す
ることにある。

【０００６】この発明の別の目的は、気膜冷却の効果を
高める、ふくらんだエアーホイルの冷却方法および装置
を提供することにある。

【０００７】この発明の１形態によれば、ガスタービン
エンジンのノズル用のベーンが提供され、このベーンは
広いふくらんだ前縁を有するエアーホイル部分を有し、
前縁から凸状吸引面まで移行する領域の曲率が大きくな
っている。エアーホイルには、冷却ガスをエアーホイル
の中空な内部から外面へ送るための複数の通気穴が設け
られている。通気穴の少なくともいくつかは、エアーホ
イルの高曲率の領域のすぐ上流の広い前縁に配置されて
いるので、ベーンに沿って流れる高温のガス流の速度が
比較的低いところで冷却ガスを射出することができる。 これらの通気穴はエアーホイル壁を貫通して円弧形状に
形成され、冷却ガスの射出角が２５度以下、好ましくは
約１６度となる。円弧または湾曲通気穴は、冷却ガスを
下向きにエアーホイル表面に沿って差し向ける作用をな
し、同時に、エアーホイル壁を通しての穴の長さを長く
することにより、エアーホイルの対流冷却を高める作用
をなす。さらに、吹込比を１．０以上の値に増加して有
効な冷却を達成することができる。

【０００８】この発明を一層よく理解できるように、以
下に図面を参照しながらこの発明を説明する。

【０００９】

【具体的な構成】図１に、この発明を適用できる三重ス
プール・フロントファン高バイパス比ダクト付きファン
ガスタービンエンジン１０の概略を示す。エンジン１０
は、ダクト付きファン１２、中間圧力圧縮機部分１４、
高圧圧縮機部分１６、燃焼室１８、タービン段２０およ
び排気ノズル２２を含む。タービン段２０は高、低およ
び中間部分に分割でき、それぞれ中心シャフト２４の対
応する要素を介してファン１２、圧縮機部分１４および
１６に動力（パワー）を供給する。シャフト部分２４Ａ
は最終タービンディスク２０Ａをファン１２に連結し、
シャフト部分２４Ｂはタービンディスク２０Ｂを圧縮機
部分１４に連結し、またシャフト部分２４Ｃはタービン
ディスク２０Ｃを圧縮機部分１６に連結する。ファン１
２および圧縮機部分１４、１６で圧縮された空気を燃焼
室１８で燃料と混合し、燃焼させる。燃焼生成物はター
ビン段２０を通過しながら膨張し、ノズル２２を通って
排出される。ファン１２によりエンジンの外側を通され
る空気により推進スラストを得、ノズル２２からの排気
によるスラストと組み合わせる。

【００１０】タービン段２０は、円周方向に間隔をあけ
て配置され、半径方向に延在するノズル案内ベーン２６
からなる複数の環状列を含む。図２を参照すると、各ベ
ーン２６は、半径方向内側プラットホーム３０と半径方
向外側プラットホーム３２とを有するエアーホイル２８
を備える。隣接するベーン２６のプラットホーム３０お
よび３２は図２に示すように互いに協動して、タービン
段２０を通るガス流路の一部の半径方向内側および外側
境界を画定する。エアーホイル２８は高温ガス流を燃焼
室１８から、シャフト２４の各部分に連結されたロータ
ブレードの環状列に差し向ける作用をなす。図３は１つ
のエアーホイル２８を切断した断面図であり、エアーホ
イルの中空な内部３４と外面の選ばれた区域との間に設
けた冷却空気穴３６の従来の配列を示す。エアーホイル
の中空内部３４に供給され、通気穴３６を通って排出さ
れる冷却空気はエアーホイルの外面に沿って流れて、外
面を冷却し、外面を高温燃焼ガスから絶縁する気膜（フ
ィルム）を形成する。冷却空気は通常、圧縮機部分１６
を通過する空気から当業界で周知の方法で分取すること
により、供給する。

【００１１】図３に断面を示したエアーホイルは従来の
代表的なノズルブレードを示し、エアーホイルは比較的
空気力学的な前縁４０から後縁４２まで延在する凸状の
吸引面３８に沿って比較的連続な円弧を有する。凹状の
加圧面４４の形状は吸引面３８と大体同じである。この
ような滑らかな、連続的に湾曲した表面となっているの
で、壁４６を貫通する実質的にまっすぐな穴３６を用い
て気膜冷却を行うことは、比較的容易である。これらの
穴３６のいくつかは、冷却空気を高熱のガス流の流れ方
向に差し向けるのに適当な角度に配向されている。

【００１２】気膜冷却は、主として、射出点での表面の
保護を目的としたものではなく、射出位置より下流の領
域の表面の保護を目的としている。冷却ガス（空気）を
気膜冷却作用を有する境界層に射出することは、保護す
べき表面とその表面の上を流れている高熱ガス流との間
に絶縁層またはフィルムを生成すると考えられる。フィ
ルム層はヒートシンクとしても作用して、表面に隣接す
る境界層中の平均温度を下げる。前述したように、エン
ジン性能と冷却空気の射出とはトレードオフの（互いに
相反する）関係にある。もしもベーン表面に射出する空
気が十分でなければ、冷却空気が余りに速く散逸し、ベ
ーン表面を保護するのに有効でなくなる。冷却空気を射
出する速度が速すぎると、吹き飛び（ｂｌｏｗ−ｏｆｆ
）が起こるおそれがある。この現象が起こるのは、冷却
流れが、強すぎて、ベーン表面からはずれるときで、高
熱のガス流が表面と接触状態に留まることになる。すな
わち、絶縁層が形成されない。吹込比は高熱ガス流の強
さに対する射出した冷却ガス（または空気）の強さの目
安である。高い吹込比は吹き飛びを意味する。一般に、
１．１程度の吹込比は、冷却空気の射出速度が有効でな
いこと、すなわち、冷却空気が表面フィルムを形成せず
、急速に劣化することを意味する。急激な形状（曲率）
変化にもとづくエアーホイルの表面での乱流も、そのよ
うなフィルム劣化に寄与する。

【００１３】研究によれば、冷却空気の流れを増大する
ことにより、気膜冷却の向上をある程度実現できる。し
かし、吹込比（冷却空気の単位面積当りの質量流量を高
熱ガスの単位面積当りの質量流量と比べた比）は約１．
０を越えられないことが、一般に認められている。前述
したＮＡＳＡ技術書類１５４６は、湾曲した冷却材射出
管の有効性を直管と比べ、０．７０より高い吹込比では
、湾曲した冷却材射出管の有効性が直管射出より有効で
なくなる点まで減少することを、確認している。したが
って、一般に、気膜冷却は１．０より高い吹込比では有
効でないと考えられている。特に、約１．１の吹込比で
は、冷却空気の速度が極めて強く、冷却空気自体を表面
から引きはがし、高熱ガス流に吹き込む。

【００１４】図４に移ると、この発明の最新の設計によ
るノズルベーンが断面図に示されている。全体を４８で
示すベーンは、幅広いふくらんだ前縁５０、凸状吸引面
５２、凹状加圧面５４および後縁５６を有する。このベ
ーンエアーホイル形状は燃焼ガスをタービン段２０の回
転可能なロータブレードに差し向けるのに有効であるが
、前縁５０から吸引面５２へ移行する際の曲率の変化割
合が大きいので冷却の困難さが増大することになる。 前縁５０を横切る燃焼ガスの速度は比較的低くなる傾向
があり、一方、吸引面５２を横切る速度は超音速になる
。したがって、高熱ガス流が前縁から吸引面に加速する
につれて、有意な乱流作用が生じる。

【００１５】本発明者は、前縁５０の低マッハ数領域に
複数の通気穴５８を形成することにより、前縁の幅広い
形状にもかかわらず、またノズルの性能に悪影響を与え
ることなく、効果的な気膜冷却を達成できることを確か
めた。１組の穴５８を種々の選ばれたパターン状に配列
することができるが、穴５８を前縁壁を貫通する湾曲ま
たは円弧状スロットの半径方向に心合せした列として形
成するのが好ましい。本発明者は、円弧形状または湾曲
した通気穴を半径Ｒ＝約０．６７５インチ、前縁面に対
する射出角Ａ＝約１６．５度に形成するのが、冷却また
は絶縁フィルムを形成するのに有効であるだけでなく、
前掲のＮＡＳＡレポートとは反対に、１．２程度の吹込
比でもまっすぐな通気穴より性能を向上することを見出
した。さらに、円弧形状の通気穴５８がもたらす対流冷
却は、穴５８の有効長さが長いので、一層有効である。 湾曲した冷却穴５８では吹込比約１．２で、２５度まで
の射出角を使用でき、射出角をそこまで増やしてもなお
有効な気膜冷却を達成できる。なお、エアーホイルの他
の領域では、まっすぐな通気穴６０を気膜冷却用に使用
することができる。

【００１６】好適な実施例では、冷却空気通気穴５８を
、軸線またはガス流流れ方向の幅約２４ミル、半径方向
の広がり５５ミルの長方形断面を有するスロットとして
形成する。スロット、すなわち穴５８の中心間距離は半
径方向に約０．１インチとし、したがって隣り合うスロ
ット間の間隔は約４５ミルである。湾曲したスロット５
８は出口で約１６．５度をなす（冷却空気射出角１６．
５度）。放電加工（ＥＤＭ）および間隔をあけた長方形
ＥＤＭ電極を用いて、スロット５８を形成するのが望ま
しい。

【００１７】湾曲した穴５８は冷却空気の射出角を著し
く減少させることを可能にし、実際射出角を、高い吹込
比（１．０より大）の用途で、気膜冷却およびフィルム
による覆いを改善する好適な１６．５度に下げることが
できる。穴からのフィルムがエアーホイルの半径方向表
面を覆う範囲は、穴５８のスロット形状を長方形とする
ことで、通常の円形穴で可能なよりも多くなる。冷却材
をエアーホイルの前縁の低マッハ数領域に射出すること
により、エアーホイルの全吸引側を有効に冷却するのに
十分な量のフィルムが得られる。湾曲したスロット５８
は、エアーホイルの前縁領域にもっと有効な対流冷却を
達成する。

【００１８】前縁５０から凸状吸引面５２まで移行する
部分の曲率の度合いは、円弧状穴５８の１つに対する接
線６２と後縁５６に対する接線６４とで規定される挟角
Ｂを考えることで、理解できる。同様の接線を引いた図
３に示したもののような従来のベーンエアーホイルでは
、挟角Ｂ’は鈍角で、代表的には１２５度以上である。 図４のベーンでは、挟角Ｂは鋭角で、代表的には約８０
度である。

【００１９】６０で示した他の冷却空気射出穴について
はここでは説明しなかったが、エアーホイルにはそのよ
うな他の冷却空気穴もあり、そのような他の穴は従来技
術と同様の方法で形成、配置すればよいことが理解でき
るはずである。このような他の穴６０の形成および配置
には有意な違いがない。これらの他の穴６０は高曲率領
域の下流、かつふくらんだ前縁５０の下側に配置するか
らである。

【００２０】以上、ふくらんだ前縁のエアーホイルに適
当な気膜冷却方法および装置を説明した。この発明を、
現在のところ好適と考えられる例について説明したが、
種々の変更や変形が当業者には明らかである。したがっ
て、この発明は特定の実施例のみに限定されず、その要
旨の範囲内でのみ解釈すべきものである。

【図面の簡単な説明】

【図１】ガスタービンエンジンの概略を示す部分的な断
面図で、冷却を必要とするタービンベーンの位置を示す
。

【図２】従来のタービンベーンの斜視図である。

【図３】図２に示したタービンベーンの断面図である。

【図４】ふくらんだ前縁を有し、この発明に従って気膜
冷却穴を設けたタービンベーンの断面図である。

【符号の説明】

１０　　エンジン ２０　　タービン段 ２２　　ノズル ４８　　ベーン ５０　　前縁 ５２　　凸状吸引面 ５４　　凹状加圧面 ５６　　後縁 ５８　　湾曲した通気穴 ６０　　まっすぐな通気穴 Ａ　　射出角

Claims (12)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】ガスタービンエンジンのベーンにおいて、
   エアーホイル部分を備え、このエアーホイル部分はエア
   ーホイル部分の後縁で終端する大体凸状の吸引表面と、
   吸引表面とは反対側で、後縁で吸引表面とつながる大体
   凹状の加圧表面とを有し、上記エアーホイル部分はさら
   に吸引表面を加圧表面に高曲率の領域を介してつなげる
   広い前縁を有し、上記前縁、加圧表面および吸引表面が
   エアーホイル部分内に包囲された室を画定し、複数の通
   気穴が上記エアーホイル部分に貫通し、冷却流体を上記
   室の内部から上記エアーホイルの表面に通過させ、上記
   通気穴は上記高曲率の領域に隣接する上記前縁に延在す
   る湾曲通路からなり、冷却流体を上記吸引表面に向けて
   ２５度以下の射出角で差し向け、上記冷却流体はベーン
   表面での吹込比が１．０以上になるような質量流量を有
   するガスタービンエンジンのベーン。
2. 【請求項２】上記湾曲した通気穴は曲率半径約０．６７
   ５インチを有する請求項１に記載のベーン。
3. 【請求項３】上記射出角が約１６．５度である請求項１
   に記載のベーン。
4. 【請求項４】上記吹込比が約１．２である請求項１に記
   載のベーン。
5. 【請求項５】上記通気穴が長方形スロットからなる請求
   項１に記載のベーン。
6. 【請求項６】各通気穴が約２４ミル×５５ミルである請
   求項５に記載のベーン。
7. 【請求項７】各通気穴が次の隣の通気穴から約４５ミル
   離れている請求項５に記載のベーン。
8. 【請求項８】上記通気穴の１つに対する接線と上記ベー
   ンの後縁に対する接線とがなす挟角が９０度未満である
   請求項１に記載のベーン。
9. 【請求項９】ガスタービンエンジンのベーンを冷却する
   方法であって、上記ベーンはガスタービンエンジン内で
   高温の燃焼ガスの流れにさらされるエアーホイル部分を
   備え、このエアーホイル部分は比較的広いふくらんだ前
   縁と、凸状の吸引表面と、吸引表面より上流のエアーホ
   イル部分の前縁に設けた１組の円弧状冷却空気射出穴と
   、上記エアーホイル部分内に画定され、冷却空気射出穴
   と連通した室とを有し、冷却空気を室から冷却空気射出
   穴を通して比較的広いふくらんだ前縁に約２５度以下の
   射出角で射出し、射出工程に応じて吹込比を約１．０以
   上とするように調節する工程を含むベーン冷却方法。
10. 【請求項１０】上記円弧状空気射出穴を曲率半径約０．
    ６７５インチに形成する請求項９に記載の方法。
11. 【請求項１１】射出工程において、冷却空気を射出角約
    １６．５度で射出する請求項９に記載の方法。
12. 【請求項１２】吹込比を調節する工程において、吹込比
    を約１．２とする請求項９に記載の方法。