(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンバーナ構成要素であって、
第1のセクション(20)、第2のセクション(21)、および第3のセクション(22)を有する本体(2)であって、前記第1のセクション(20)、前記第2のセクション(21)、および前記第3のセクション(22)は、互いに一体的に形成され且つ同一材料から作製される、本体(2)と、
前記本体(2)の前記第1のセクション(20)の端部面(23)であって、動作中に冷却流体の第2の温度よりも高い第1の温度にさらすことが可能である端部面(23)と、
を備え、
前記第2のセクション(21)は、前記第1のセクション(20)と前記第3のセクション(22)との間に位置し、格子構造部(25)として部分的に形成され、前記格子構造部(25)は、
複数のロッド形状ストラット(30)であって、前記複数のロッド形状ストラット(30)のそれぞれが第1の端部(31)を有し、前記第1の端部(31)は、前記第1のセクション(20)に連結される、複数のロッド形状ストラット(30)と、
前記複数のストラット(30)が貫通する空部(35)であって、動作中に前記冷却流体が前記第2のセクション(21)の内部を通って案内され得る少なくとも1つの流体通路を形成する、空部(35)と、
を備え、
前記複数のストラット(30)の第1のセットのそれぞれの前記第1の端部(31)が、前記第1のセクション(20)の方向に向かって直径が増大していく円錐形状部(32)を有し、
前記複数のストラット(30)の前記第1のセットのそれぞれの前記第1の端部(31)の前記円錐形状部(32)の後に、前記複数のストラット(30)の前記第1のセットのそれぞれのさらなるセクションに位置する円柱形状部(34)が続く、ガスタービンバーナ構成要素(1)。
【請求項２】
前記ストラット(30)および/または前記本体(2)は、積層造形技術により生成されることを特徴とする、請求項1に記載のガスタービンバーナ構成要素(1)。
【請求項３】
前記複数のストラット(30)の第1のセットが、周期的構造を画定することを特徴とする、請求項1または2に記載のガスタービンバーナ構成要素(1)。
【請求項４】
前記円錐形状部(32)は、2°〜45°の間の前記円錐形状部の側方表面(33)の角度(β)により画定され、前記角度は、前記円錐形状部(32)の回転軸と前記側方表面(33)との間の角度であることを特徴とする、請求項1から3のいずれか一項に記載のガスタービンバーナ構成要素(1)。
【請求項５】
前記複数のストラット(30)の前記第1のセットのそれぞれが、前記端部面(23)に対して直角に配置されるか、または前記端部面(23)の法線に対して1°〜45°の間の角度をなすことを特徴とする、請求項1から4のいずれか一項に記載のガスタービンバーナ構成要素(1)。
【請求項６】
前記複数のストラット(30)の前記第1のセットの中の第1のサブセットおよび第2のサブセットが、互いに対して千鳥状に配置されることを特徴とする、請求項1から5のいずれか一項に記載のガスタービンバーナ構成要素(1)。
【請求項７】
前記複数のストラット(30)の第2のセットが、前記空部(35)を貫通し、前記複数のストラット(30)の前記第2のセットのそれぞれが、前記複数のストラット(30)の前記第1のセットの少なくとも1つに交差することを特徴とする、請求項1から6のいずれか一項に記載のガスタービンバーナ構成要素(1)。
【請求項８】
前記複数のストラット(30)は、前記第1のセクション(20)のみと連結し、さらなる連結を有さないことにより半連結型であることを特徴とする、請求項1から6のいずれか一項に記載のガスタービンバーナ構成要素(1)。
【請求項９】
前記第2のセクション(21)内の前記格子構造部(25)の中実材料の体積と前記空部(35)の体積との比率が、15%〜85%の間であることを特徴とする、請求項1から8のいずれか一項に記載のガスタービンバーナ構成要素(1)。
【請求項１０】
前記複数のストラット(30)と連結状態にある前記第1のセクション(20)の面積と、前記格子構造部(25)の前記空部(35)に隣接する前記第3のセクション(22)の面積との比率が、50%〜100%の間であることを特徴とする、請求項1から9のいずれか一項に記載のガスタービンバーナ構成要素(1)。
【請求項１１】
前記第2のセクション(21)における前記格子構造部(25)の前記空部(35)の体積が、前記端部面(23)の方向に向かって縮小することを特徴とする、請求項1から10のいずれか一項に記載のガスタービンバーナ構成要素(1)。
【請求項１２】
動作中に前記空部(35)内に冷却流体を供給するための、前記第3のセクション(22)を穿通する少なくとも1つの冷却流体入口ポート(6)と、
動作中に前記空部(35)から前記冷却流体を排出するための、前記第1のセクション(20)を穿通する少なくとも1つの冷却流体出口ポート(4)と、
前記少なくとも1つの冷却流体入口ポート(6)および前記少なくとも1つの冷却流体出口ポート(4)は、相互にオフセット状態にあることと、
を特徴とする、請求項1から11のいずれか一項に記載のガスタービンバーナ構成要素(1)。
【請求項１３】
前記第2のセクション(21)は、前記格子構造部(25)の一部分を囲む壁部によりそれぞれが囲まれた複数のセグメントを備え、各セグメントは、動作中に前記空部(35)内に冷却流体を供給するための、前記第3のセクション(22)を穿通する少なくとも1つの異なる冷却流体入口ポート(6)と、動作中に前記空部(35)から前記冷却流体を排出するための、前記第1のセクション(20)を穿通する少なくとも1つの異なる冷却流体出口ポート(4)と、を備えることを特徴とする、請求項1から11のいずれか一項に記載のガスタービンバーナ構成要素(1)。
【請求項１４】
ガスタービンバーナ構成要素(1)を製造するための方法であって、
積層造形技術により一体的に形成された構成要素として請求項1から13のいずれか一項に記載の前記ガスタービンバーナ構成要素(1)を生成するステップを含む、方法。
【請求項１５】
請求項1から13のいずれか一項に記載のガスタービンバーナ構成要素(1)を動作させる方法であって、
前記複数のロッド形状ストラット(30)が対流冷却により影響を被るように前記空部(35)を通して冷却流体を供給するステップを含む、方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、高温表面がターボ機械構成要素の特定の内部中空構造体により冷却され得るターボ機械構成要素、詳細にはガスタービン構成要素、さらにより詳細にはガスタービン燃焼器構成要素またはバーナ構成要素に関する。さらに、本発明は、かかる構成要素を製造するためのおよびかかる構成要素を動作させるための方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、他の回転マシンまたはターボ機械と同様に動作中に高温を被るセクションを備える。
【０００３】
ガスタービンエンジンでは、一般的に、適度な低温流体としての周囲空気が、圧縮機セクションにより圧縮され、燃焼器に供給され得るが、この燃焼器内で実質的に低温の流体(その温度はガスタービンエンジンの燃焼器内の作動条件よりも少なくとも摂氏数百度は低いものであり得る)が燃料と共に燃焼されることにより、後のタービンセクションに駆動力が供給され、このタービンセクションでは燃焼器からの高温流体がタービンのブレードを駆動して再びシャフトを駆動する。
【０００４】
燃焼器内または燃焼器を過ぎた下流セクション内では、ガスタービンエンジンを通して高温流体を案内している構成要素において高温が発生し得る。この温度は、最高で1,500℃に、またはさらにそれ以上に達し得る。しかし、ガスタービンエンジンで典型的に使用される材料は、800℃超の温度に耐えることができない。したがって、これらの構成要素は冷却される必要があり得るか、または特定の被覆が構成要素を保護するために必要となる。冷却は、圧縮機からの空気または流体の一部が抽出、すなわち主要流路から分岐され、冷却される必要のある構成要素に案内されるように実施される場合がある。この場合には、冷却は、例えば衝突冷却、気膜冷却、しみ出し冷却、浸出冷却、および/または対流冷却などの種々の手段により冷却対象部分にて実施され得る。
【０００５】
他方において、冷却機能を与えることにより、ガスタービンエンジンの効率が低下する。したがって、効率が低下せず最大限に引き上げられるように、可能な限り冷却を限定することが目標となる。しかし、構成要素の耐用年数は、予想される温度レベルを上回る温度を構成要素が被らないことに大きく依存する点を理解されたい。
【０００６】
構成要素が被る温度レベルは、エンジン内の個々の位置で異なり得る。例えば、燃焼ライナ壁部の上流領域が、同燃焼ライナの下流領域よりも高い温度を被り得る。ガスタービンエンジン内における最高温度領域は、燃焼器内に位置する。
【０００７】
一般的には、ガスタービンエンジン内の冷却されるべき構成要素は、実質的には燃焼室、タービンセクション、および尾筒、すなわち燃焼室とタービンセクションとの間に位置する遷移ダクトに位置するパーツである。他のタイプのマシンは、種々の位置にて熱を被り得るため、同様の冷却の必要性がやはりそれらの位置においても存在し得る。
【０００８】
特許文献１は、鋳造要素としての支持体がブレードの負圧側と正圧側との間に挿入された中空タービンブレードを示す。これらの別個に製造された構成要素は、共に接合される。その目的は、主として中実支持体により十分な負荷抵抗を与えることである。また、支持体は冷却空気に対する障壁としての役割も果たす。
【０００９】
特許文献２は、多孔性のハニカム状の層で覆われた基板を備える層システムを示す。基板表面に隣接する多孔性壁部は、基板表面に隣接しない多孔性壁部よりも大きな断面積を有する。多孔性構造体は基板に対して適用されてもよく、さらには別の端部から被覆されてもよい。
【００１０】
特許文献３では、多孔性材料が、例えばバーナ構成要素間の空間内などバーナにおいて、または支持プレートに対して使用されることが示される。これにより、騒音放射を軽減することが可能となる。
【００１１】
冷却の改善を実現する冷却機構を提供することが目標となる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１２】
【特許文献１】国際公開第2015/058043号パンフレット
【特許文献２】欧州特許出願公開第1 533 113号明細書
【特許文献３】米国特許出願公開第2005/0076644号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１３】
本発明の目的は、特に燃焼器に対して有用な改善された冷却方法を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００１４】
この目的は、独立請求項により達成される。従属請求項は、本発明の有利な展開および修正を述べたものである。
【００１５】
本発明によれば、第1のセクション、第2のセクション、および第3のセクションを有する本体を備えるターボ機械構成要素、具体的には熱シールド、ブレード、もしくはガイドベーンなどのガスタービン構成要素、さらにより具体的には燃焼ライナ、バーナ口金、もしくはバーナ前面などのガスタービン燃焼器構成要素またはバーナ構成要素が提供される。第1のセクション、第2のセクション、および第3のセクションは、別のものと一体的に形成され、すなわち単一部片、単体部片、またはモノリシック部片である。第1のセクション、第2のセクション、および第3のセクションは、それぞれがモノリシック本体の部分である。また、第1のセクション、第2のセクション、および第3のセクションは、同一材料から作製される。さらに、この構成要素は、本体の第1のセクションの端部面を備え、この端部面は、動作中に冷却流体の第2の温度よりも高い第1の温度にさらすことが可能なものである。好ましくは、冷却流体は空気であってもよく、場合によってはガスタービンエンジンの圧縮機から供給された空気であってもよい。第2のセクションは、第1のセクションと第3のセクションとの間に位置し、格子構造部として部分的に形成される。かかる格子構造部は、複数のロッド形状ストラットであって、複数のストラットの第1のセットのそれぞれが第1の端部を有し、第1の端部が第1のセクションに連結される、複数のロッド形状ストラットと、複数のストラットが貫通する空部であって、動作中に冷却流体が第2のセクションの内部を通って案内され得る少なくとも1つの流体通路を形成する、空部と、を備える。
【００１６】
前記のように、本発明は、燃焼器環境に、すなわち燃焼火炎の放射および/または対流熱にさらされる燃焼器構成要素に対して特に適用可能である。本発明は、バーナ、熱シールド、またはライナに対して適用され得る。
【００１７】
特に、本発明は、メイン火炎またはパイロット火炎のいずれかである火炎が対流および放射により隣接する表面を加熱している場合に利用され得る。
【００１８】
さらに、本発明は、ターボ機械構成要素を製造するための方法であって、積層造形技術、特に選択的レーザ焼結法または選択的レーザ溶融法または電子ビーム溶融法により、すなわちしたがって単一構成要素を層ごとに作製することにより、一体的に形成されたすなわちモノリシックの構成要素として前述に定義されるようなターボ機械構成要素を作製するステップを含む、方法に関する。これらの積層造形技術により、複雑な格子構造部であっても作製が可能となる。さらに、一体的に形成された構成要素は、適用される粉末が製造中に溶融され単一部片へと固化することにより作製され得る。
【００１９】
特に、3つのセクションを備えストラットを備える本体全体が、共通の積層造形プロセスにより作製され得る。結果として、この本体は、1つのみの製造方法により作製される。したがって、これらのセクションは、個別に作製されず、連続的なステップで接合される。
【００２０】
第1のセクションおよび第3のセクションは、格子構造部用のケーシングであると見なすことが可能である。第1のセクションおよび第3のセクションは、ストラットが連結され得る機械的構造部を形成し、冷却流体が通過し格子構造部を通って案内されるような格子構造部用のクロージャを画成することが可能である。また、第1のセクションは、燃焼ゾーンに対する境界壁部としての役割も果たし得る。第3のセクションは、例えばさらなる構成要素に対して本体を取り付けるためなどのさらなる壁部であることが可能である。
【００２１】
特に、端部面は、高温が発生し得る空間の対向側に位置する表面であり得る。具体的には、これは、ガスタービンエンジンの燃焼室の動作中に高温燃焼が実施される燃焼ゾーンであり得る。また、これは燃焼器の予混合ゾーンであり得る。典型的な燃焼温度は、1300〜2000℃の間であり得る。かかる高温は、特定の冷却を必要とし得る。この冷却は、本発明によれば、冷却空気または冷却流体が案内され得る格子構造部によって実現される。特に、この冷却流体は、ガスタービンエンジンの燃焼器から空気抽出され得る。圧縮機の出口温度は、依然として350〜550°Cであり得るが、必ず燃焼温度未満になるため、流体は、燃焼温度に比べてかかる低温を有し、それにより流体は格子構造部を通り案内されると十分な冷却をもたらす。
【００２２】
第3のセクションは、第1のセクションの温度に比べてより低い温度の領域に位置し得る。
【００２３】
格子構造部は、空気または冷却流体が案内され得る、壁部により囲まれた複雑な空間である。ストラットが、格子構造部中に存在する。ストラットは、ストラットが連結される第1のセクションからの高温がストラットを経由して格子構造部に伝達されるように十分な熱伝導を実現する。ストラットの内部の熱は、格子構造部の空部を通過する冷却流体により搬送され得る。複数のストラットが貫通または穿通する空部は、蛇行形態の流路を画成する。冷却流体は、多数のストラットを通過し、それにより格子構造部を通り曲がりくねり進み、ターボ機械構成要素の本体の第1のセクションを冷却するための良好な熱伝達を実現する。
【００２４】
ストラットは、ロッド形状である。この形状のストラットは、パイロンとも呼ばれ得る。ストラットは、柱状であってもよい。ストラットは、少なくとも部分的に円柱状であってもよい。これらの構成は、冷却流体が各ストラットの全外縁に沿って通過することが可能になるため有利である。
【００２５】
ストラットは、冷却ストラットとして機能する。高温ストラットは、冷却ストラットの表面に沿って案内された冷却流体から冷却される。
【００２６】
好ましくは、格子構造部は、選択的レーザ焼結法(SLS)または選択的レーザ溶融法(SLM)などの積層造形技術により生成され得る。代替的には、電子ビーム溶融法(EBM)が利用され得る。これらの積層造形技術により、中実本体へと切削または穿孔するような以前から知られる技術では生成が不可能である非常に複雑な構造が得られる。
【００２７】
格子構造部に冷却空気流を通すために、好ましくは第3のセクションを通過する冷却入口と、好ましくは第1のセクションを通過する冷却出口とが設けられてもよい。この冷却入口は、格子構造部内に冷却流体を供給するが、冷却出口は、格子構造部からの冷却流体の退出を可能にする。出口は、第1のセクションを穿通してもよく、好ましくは燃焼ゾーン内に冷却流体を放出する。冷却入口は、第2のセクションに壁部が存在する場合には第2のセクションの壁部を貫通する入口ポート、または第3のセクションの壁部を貫通する入口ポートであり得る。
【００２８】
流体通路は、少なくとも部分的にはストラットの膨張部に対して実質的に横方向であり得る。したがって、ストラットは、流体通路内に延在し得る。
【００２９】
複数のストラットは、例えば周期的であるなどの同様に構成されたストラット構造部の複数のセットを有し得る。また代替的には、ストラットは、格子構造部を通る冷却流体の複雑な流路を可能にする無秩序パターンで構成されてもよい。
【００３０】
ストラットは、中実円柱として構成されてもよい。追加的にはまたは代替的には、ストラットは、円錐状セクションを少なくとも有してもよく、または完全に円錐状であってもよい。かかる設計では、円錐体の最大断面積を有する部分が、第1のセクションの方向に配置され得る。この円錐体は、やはり中実構造部であってもよく、すなわちストラットの円錐体は中空ではない。円錐体は、2°〜45°の間の側方表面の角度により画定され得る。好ましくは、これらの角度の範囲は、5°〜30°の間である。この角度は、円錐体の回転軸と円錐体の側方表面との間で測定されたものであり得る。この角度は、具体的には円錐体の先端端部における内角であり得る。
【００３１】
ストラットが、円錐状セクションおよび円柱状セクションの2つのみのセクションを有する場合には、円錐体は、裁頭円錐体として構成されてもよく、裁頭頂部は、段を有さないストラットの残りの部分の円柱形状部に結合され得る。かかる例では、円錐状部分は、ストラットの全長の5〜50%であってもよい。ストラットの残りの部分は、円柱状であってもよい。これにより、第1のセクションから、冷却流体が案内される格子構造部内への良好な熱伝達が可能となる。
【００３２】
好ましくは、複数のストラットは、第1のセクションの端部表面または端部面に対して直角に配置され得る。代替的には、ストラットは、端部面に対して角度をなしてもよい。端部面の法線に対する角度は、0°よりも大きく最大で45°までであり得る。すなわち、ストラットの配向を空間ベクトルと定義した場合に、ベクトルのより大きなベクトル成分は、端部面の法線に対して平行に配向されるが、ベクトルのより小さなベクトル成分は、端部面に対して平行な方向のものであると言える。
【００３３】
好ましくは、複数のストラットの第1のセットの中の第1のサブセットおよび第2のサブセットが、千鳥状である。したがって、冷却空気は、改善された熱伝達が生じるように、ストラットの第1のサブセットおよび連続する第2のサブセットを通り曲がりくねるように進む必要がある。
【００３４】
ストラットは、特にストラットの1つのセットがストラットの別のセットに対して角度をなす場合に、相互に交差してもよく、または平行なストラットが、ストラット間においてクロスバーを介して連結されてもよい。これは、より良好な熱伝達および/または格子構造部のより良好な安定性をもたらし得る。
【００３５】
温度勾配によってより高温のパーツの体積膨張がもたらされるおそれがあり、さらにこれにより材料中に応力がもたらされることによって、熱負荷が生じるおそれがあるため、複数のストラットは、1つのみの端部が第1のセクションに連結され、ストラットの他方の端部がさらに連結しない、特に第3のセクションに連結されないように、半連結方式で構成することが可能である。
【００３６】
格子構造部を有する第2のセクションを、本体の体積のある特定の割合が格子の中実部分により占められ、本体の別の割合が格子の空部により占められる本体として定義することが可能である。第1のセクションおよび第3のセクションならびに第2のセクションの他の壁部の材料は、そのさらなる分析において考慮されない。好ましい一例として、空部と比較される材料のこの占有率は、実質的に等しくてもよく、すなわち50%対50%であってもよい。
【００３７】
別の例では、第2のセクションの空部に対する第2のセクションの中実材料の体積比率は、15%〜85%の間、好ましくは25%〜65%の間であってもよい。さらに別の実施形態では、場合によってはこの比率は、35%〜50%だけであってもよい。これらの種々の構成は、構成要素の特定のニーズに対して適合化され、格子構造部を通して冷却流体を供給するための圧力に対して適合化され得る。この比率の数値は、100%を超えることも可能である点に留意されたい。
【００３８】
また、この算出は、中実材料により占められる体積(Vsolid)と第2のセクションの総体積(Vtotal)との間の、したがって中実空間と中空空間との間の体積比率として計算することも可能である。Vtotal/Vsolidのこの体積比率は、好ましくは20%〜40%の間であってもよい。この比率の低い方の値は、代替的には10%、15%、25%、または35%であってもよい。この比率の高い方の値は、代替的には35%、45%、50%または55%であってもよい。低い方の値と高い方の値とのあらゆる種類の組合せが、数学的に実現可能である限りにおいて可能であり得る。
【００３９】
また、格子が冷却側部に合流するための面積が評価され得る。Asolidが、冷却対象側部、すなわち第1のセクションの近くまたはその位置の側部にてストラットにより占められる格子の総断面積であり得る。これは、ストラット同士の連結箇所の面積を定義する。Avoidが、冷却側部、すなわち第3のセクションの付近にて空部により占められる格子の総断面積であり得る。Atotalが、AsolidおよびAvoidの両者により占められる総表面積であり得る。この定義によれば、Asolid/Atotalの好ましい比率は、30%〜50%の間であってもよく、または換言すればAsolid/Avoidは、50%〜100%の間であってもよい。
【００４０】
さらに、代替的な値が、種々のマシンに対して採用され得る。例えば、範囲Asolid/Atotalの低い方の値は、20%、25%、35%、または40%であることが可能であり、範囲Asolid/Atotalの高い方の値は、40%、45%、55%、または60%であることが可能である。低い方の値と高い方の値とのあらゆる種類の組合せが、数学的に実現可能である限りにおいて可能であり得る。
【００４１】
ある特定の実施形態では、第2のセクションにおける格子構造部の空部の体積と中実材料の体積との間の比率が、端部面の方向に低下してもよい。したがって、より高い量の中実材料が、第1のセクションの方向に向かってより近くに存在し、より低い密度の構造部が、第3のセクションの方向において格子構造体内に与えられる。これは、加熱された第1のセクションのさらにより良好な冷却を実現するために好ましくは利用され得る。
【００４２】
一般的に、冷却流体が、入口ポートおよび出口ポートによる圧力差によって格子構造部を通して自動的に案内される。
【００４３】
第1のセクションの端部面に対して実質的に平行に格子構造部を通過する冷却流体の横方向流を発生させることが好ましい場合がある。かかる横方向流を発生させるためには、入口ポートおよび出口ポートが相互にオフセットするように、格子構造部内にまたは格子構造部からの冷却流体のための入口ポートおよび出口ポートを有することが好ましい場合がある。かかるオフセットにより、冷却流体は、格子構造部内に注入され、次いで流体が出口ポートの領域に近づくまで端部面に対して実質的に平行に流れるように冷却流体が曲がることが必要となり得る。冷却流体は、入口ポートに整列されない出口ポートを通り案内され得る。任意には、格子構造部内での冷却流れの方向を支援し得る壁部および翼部が格子構造部内に存在してもよい。
【００４４】
冷却されることとなる構成要素は、格子構造部により画成される単一の複雑な空洞部を有してもよい。代替的には、それぞれが個別のものであり相互から独立的に機能するように壁部によりそれぞれが囲まれた格子構造部の複数の個別のコンパートメントが存在してもよい。かかるコンパートメントはそれぞれ、その固有の入口ポートおよび出口ポートを有し得る。ターボ機械構成要素が種々の領域において異なる温度レベルを被る場合には、場合によってはさらに異なる格子構造部設計が、ターボ機械構成要素のコンパートメントに沿った温度分布にしたがって適用され得る。
【００４５】
格子構造部を通して案内される冷却流体は、本発明がバーナまたは燃焼器に適用される場合には燃焼ゾーン内に排出され得る。かかる構成では、冷却流体は、燃料と混合されるように燃焼ゾーン内での燃焼のための化学成分としてさらに使用されてもよく、それにより混合された流体が燃焼ゾーン内で燃焼される。この特定の構成では、この冷却流体は、燃焼器のパイロット燃料が燃焼空間内に注入される領域内へと供給されるパイロット空気と呼ばれ得る。
【００４６】
格子構造部自体は、具体的には冷却のために使用される。したがって、燃料および空気の混合は、格子構造部内では生じないはずである。
【００４７】
また、本発明は、かかる被冷却ターボ機械構成要素を製造する方法および作動させる方法にも関し得る。
【００４８】
典型的には、格子構造部は、積層造形により作製された金属から構成される。特に、かかる金属格子構造部は、大きな中空空間がシート材料の2つの平行なリブ間に生じるように金属薄板に対して装着されたリブを有する金属薄板から作製される構造体と同様であるとは見なされない。格子構造部は、特に、むしろピラーのタイプであり膨張壁部のタイプのものではない多数の小さなストラットを有するはるかにより複雑な構造部であり得る。
【００４９】
燃焼ライナ上にリブを有する先行技術の設計と識別するために、1平方センチメートル当たりに5個、10個、20個、30個、またはさらには40個のストラットが存在してもよく、したがって格子構造部内に多数のストラットが存在する。具体的には、これらのストラットは、例えば二重壁構成における燃焼ライナなどの別の2つの平行な壁部に連結しそれらに対して距離を維持するための単なるスペーサではない。ストラットの個数は、先行技術の設計のスペーサの個数よりもはるかに多い。
【００５０】
前述で示したように、本発明は、冷却流体が空部を通り供給されることにより複数のロッド形状ストラットが対流冷却による影響を被る、かかるターボ機械構成要素を動作させる方法にさらに関する。特に圧力差により、冷却流体は、とりわけ横方向流を生じさせるストラットで横方向流を生成することによって空部を通り案内される。
【００５１】
本発明の実施形態は、種々の対象を参照として説明された点に留意されたい。特に、いくつかの実施形態は、装置タイプクレームを参照として説明されるが、他の実施形態は、方法タイプクレームを参照として説明されている。しかし、特に断りがない場合には、1つのタイプの対象に属する特徴の任意の組合せに加えて、種々の対象に関する特徴間のあらゆる組合せ、特に装置タイプクレームの特徴間および方法タイプクレームの特徴間のあらゆる組合せが本願により開示されるものとして見なされる点が、上記および下記の説明から当業者には推測されよう。
【００５２】
さらなる例が、ガスタービンエンジンを参照として開示されており、以下のセクションで開示される。また、本発明は、例えば圧縮機、ポンプ、または蒸気タービンなどのあらゆるタイプのターボ機械に対して適用可能である。さらに、一般的コンセプトが、温度上昇の生じるあらゆるタイプのマシンに対してさらにより一般的に適用され得る。この一般的コンセプトは、回転パーツおよび静止パーツに対して適用され得る。
【００５３】
上記において定義した態様および本発明のさらなる態様が、以降で説明される実施形態の例から明らかであり、実施形態の例を参照として説明される。
【００５４】
以下、添付の図面を参照としてもっぱら例として本発明の実施形態を説明する。
【図面の簡単な説明】
【００５５】
【図１】例示のガスタービンエンジンの概略図である。
【図２】閉鎖格子構造部を示すバーナヘッドの断面図である。
【図３】バーナヘッド内のかかる格子構造部のさらなる実施形態を示す図である。
【図４】格子構造部の概略三次元透視図である。
【図５】格子構造部および格子構造部を通過する冷却流体流を示す図である。
【図６】相互連結ストラットを有する格子構造部を示す図である。
【図７】半連結ストラットを有する格子構造部を示す図である。
【図８】中に格子構造部が組み込まれ得る例示のバーナヘッドを示す図である。
【図９】図8に示すようなバーナヘッドの先端セクション、すなわちパイロットバーナセクションを示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００５６】
図面内の図は概略的なものである。それぞれ異なる図面内の同様のまたは同一の要素に対して同一の参照符号が使用される点を指摘しておく。
【００５７】
これらの特徴および特に利点のいくつかが、組み立てられ動作しているガスタービンに対して説明されるが、当然ながら、それらの特徴は、ガスタービンまたはさらには他のターボ機械の単一の構成要素に対しても適用することが可能であり、しかし組み立てられた場合および動作中にのみそれらの利点を呈し得る。しかし、動作中のガスタービンを用いて説明がなされる場合でも、それらの詳細はいずれも動作中のガスタービンに限定されるべきではない。
【００５８】
次に図1を参照すると、図1は、例示のガスタービン12の概略図を示す。ガスタービン12(ガスタービンエンジンとも呼ばれる)は、本質的に知られているように圧縮機13と、燃焼室14と、タービン15とを備える。このガスタービン12では、例えばパイロットバーナを備えるバーナ11が、燃焼室14の正面に配置される。
【００５９】
図2は、本発明による格子構造部の一例を抽象断面図にて示す。第1のセクション20、第2のセクション21、および第3のセクション22を備える本体2を備えるターボ機械構成要素1としてのバーナヘッドの断面が図示される。これらのセクションはいずれも、共通のモノリシック体の部分である。第1のセクション20は、高温領域に最も近い、この例では燃焼ゾーン16に最も近い本体2のセクションである。第1のセクション20は、燃焼ゾーン16に直に面する端部面23を備える。第2のセクション21は、格子構造部25を備え、この格子構造部25は、3つのみのストラットを示すことにより例示的に示される。格子構造部25は、以下でさらに詳細に説明される。第2のセクション21の隣には、第3のセクション22が存在し、この第3のセクション22は、燃焼ゾーン16に対して離れる方向において格子構造部25の領域を限定およびさらに部分的に封止する。格子構造部25は、複数のストラット30が貫通する空部35として画定される。この図では、3つのみのストラットが、図面に表示されたこの限定領域内のこの断面内に示される。しかし、ストラットは、図面平面中に向かう方向と、さらに図面平面に対して横方向である方向との両方に反復的に継続するべきである。各ストラットは、第1のセクション20に連結された第1の端部31を有する。この例では、第1の端部31は、円錐部分または円錐形状部32によっても画定される。したがって、ストラット30は、第1のセクション20により近づくと直径が大きくなる。
【００６０】
空部35は、特に冷却流体がこの空部35を通り流れ得るように存在する。したがって、空部35は、流体通路として機能する。この実施形態では、冷却流体入口ポート6が、存在し、第3のセクション22を穿通している。さらに、空部35を通り流れる冷却流体が燃焼ゾーン16内に排出され得るために経由する冷却流体出口ポート4が図示される。この例で分かるように、矢印は、流体方向を示し、また矢印の幅は、空部およびポート(入口ポート6および出口ポート4)を通り流れる流体量の示唆を与える。
【００６１】
好ましくは、より多量の冷却流体が、第1のセクション20の近傍において空部35を通り流れている。これは、第3のセクション22により近い矢印に比べてより幅広の矢印によって示される。これは、流体入口ポート6および流体出口ポート4の位置ならびに方向と、ストラット30の形状と、のみによって設定され得る。
【００６２】
端部面23は、実質的に平坦なもしくは円柱状の表面、外方向円錐状側方表面の円錐状表面であってもよく、または円錐状側方表面の内方に向いた円錐状表面であってもよい。
【００６３】
図2に示す実施形態では、ロッド形状ストラット30は、円柱形状部34の円柱セクションと、円錐形状部32の円錐セクションと、を備える。この例では、円錐部分は、ストラット30の全長の一部分のみであり、例えば全長の10〜20%である。図2に示さない他の実施形態では、円錐セクションは、ストラット30の全長よりも例えば50〜70%だけより長くてもよく、またはさらにはストラット30の全長をさらに上回り得る。円錐形状は、円錐形状部32の回転軸とその円錐形状部32の側方表面33との間で測定される角度βにより画定される。この例では、角度βは、図示のために約25度であり得るが、異なる構成については他の角度が適用可能であり得る。
【００６４】
ストラット30の複数の列または平面が存在してもよいが、それらは図2には図示されない。したがって、完全に中空であるように見える空部35がこの図により示されるが、ストラットの配置による総密度は、所与の断面図から想像されるものとは異なり得る。ストラット30内で使用される材料により占められる第2のセクション21の総占有率は、第2のセクション21の総体積の15%から最大で85%であり得る。好ましくは、材料の占有比率は、第2のセクション21の全体積の20%から最大で40%であり得る。
【００６５】
次に、図3は、格子構造部25が組み込まれた三次元バーナヘッドの一実施形態を断面図において示す。バーナヘッドは、第1のセクション20、第2のセクション21、および第3のセクション22をやはり有する本体2を示す。この例では、本体2を貫通して通過する燃料供給開口がさらに示される。特に、燃料入口ポート5および燃料出口ポート3が図に示される。格子構造部25は、燃料供給に影響しない。格子は、その領域では単に中断され、次いでその後にまたは燃料供給領域を囲んで続く。冷却空気出口ポート4は、この図には示されず、存在はするがこの断面図では見えない。冷却流体入口ポート6は示唆されるが、ポート6が格子構造部25の空部35に連結されるという明確な示唆は図3には示されない。端部面23は、全体的に実質的に円錐状のバーナヘッドの円錐形状に倣う。バーナヘッドは、パイロットバーナとして存在してもよく、そのパイロットバーナを経由してパイロット燃料が供給され、冷却流体としてだけではなく燃焼用構成成分としてのパイロット空気が供給され、次いでこれらは安定的な燃焼のために燃焼ゾーン内で混合される。
【００６６】
この例では、やはり数個のストラット30のみが図示される。さらなるストラットは、この断面図では見えず、または図がより良く理解され得るように意図的に省略される。図3でのストラット30は、第1のセクション20および第3のセクション22に物理的に連結された完全に円柱状の中実構成要素である。この例では、ストラット30は、端部面23の表面に対して直角に配向される。しかし、いくつかのストラットは、最終的に終わってもよく、端部面23に対してある角度をなす傾斜表面に装着される。
【００６７】
図4は、例示の格子構造部25が部分的に示された三次元概略透視図を示す。格子構造部25自体は、周期的に配置された主として円錐状のストラットにより画定される。さらに、これらのストラットは、第1のセクション20に対して遠い位置にいくつかのクロスバーを示す。この例では、第2の領域21内の利用可能空間のほぼ半分が、ストラットおよびクロスバーの材料により占められる。他方の半分は、冷却空気が案内され得る空部35として残される。
【００６８】
次に、図5は、端部面23から見た場合の格子構造部25の断面図を示す。ストラット30は、円柱状ストラット30の断面を示す円によって示される。冷却流体流50が矢印で示され、格子構造部25の空部35を通り進入し得る。したがって、格子構造部25の空部35は、冷却流体流50により使用される概して適度に複雑な流体通路60を画定する。図5に示すように、冷却流体の流体流は、ストラット30と接触状態になり、したがって熱伝達が生じ、ストラット30からの熱は、冷却流体流50の冷却流体に伝達される。
【００６９】
図6によれば、より複雑な格子構造部が概略的に示される。この例では、ストラット30は、第1のセクション20と第3のセクション22との間の距離の半分にて交差する。また、交差点は、ストラット30の異なる高さに位置してもよい。この例では、端部面23に対して角度をなすストラット30は、ストラット30の配向により傾斜する円錐形状部32を有するように続く。冷却流体(すなわち空気)が格子構造部25のストラットの周囲をどのように曲がりくねり進む必要があるかを示すために、図6では冷却流体流50が単なる一例として示される。さらにより複雑な格子構造部の構成が、格子構造部25の最も有利な熱伝達機能を実現するために要求されてもよい。
【００７０】
本体2の構成要素、具体的には第1のセクション20、第2のセクション21、および第3のセクション22は、単一の金属材料片として生成される。前出の図に示されるようなこの複雑な構成は、積層造形、すなわちいわゆる3D印刷により生成され得る。積層造形の例は、選択的レーザ溶融法または選択的レーザ焼結法であり、これらにより、層ごとに粉末が表面上に適用され、次いでこの表面が硬化され最終的には1つの材料から作製された最終的な単体構成要素となる。レーザ焼結法は、格子構造部25中に非常に複雑な冷却特徴部を与え得る。積層造形により単一の製造ステップでターボ機械構成要素1の完全本体2を生成することが好ましい。その結果がモノリシック構成要素となる。本発明によれば、鋳造は本発明のコンセプトに含まれるものと見なされない点に留意されたい。格子構造部という用語自体は、鋳造により製造されることが不可能である非常に複雑な設計を画定するものと見なされる。図面は、簡略化されている場合があり、したがってこれが鋳造により製造されることが不可能であるということを正確には示さない場合がある。しかし、本発明は、特に積層造形技術により製造されることとなる格子構造部を有する構成要素に関する。
【００７１】
図7は、ストラット30が第1のセクション20に対してのみ装着された設計を示す、単一ストラット30の異なるタイプの実施形態を示す。したがって、ストラット30は、半連結型である。
【００７２】
前出の図は、本発明の種々の実施形態を示す。これらの実施形態の全てまたは実施形態の少なくともいくつかが、同様の利点および特徴を有し、それらを以下において概説する。
【００７３】
具体的には、本発明は、図8に示すようなバーナヘッド70に対して、より具体的には図9にやはり示されるパイロットバーナセクション71に対して適用され得る。図9では、図3に示されるような図が、視方向Aから見た場合の陰影線をつけられた断面として示される。図4に示されるような構成要素は、図9に示されるようなパイロットバーナセクション71に組み込まれる。
【００７４】
要約すると、効率的な冷却は、冷却されることとなる表面に装着された格子構造部を積層造形することによって実現される。冷却されることとなる表面は、典型的には例えば1300〜2000℃の間などの燃焼温度にさらされる。構成要素の低温側は、350〜550℃の典型的な圧縮機出口温度に対応する。
【００７５】
格子構造部は、特にパイロット火炎の近傍の表面に対して適用され得る。なぜならば、この位置は、ガスタービン内において最も過酷な環境の中の1つであるからである。パイロット火炎は、メイン火炎または一時燃焼ゾーンを安定化させるために存在してもよい。
【００７６】
格子構造部は、上述のようなおよび以下の概要に示すようないくつかの特徴を有する。
面積割合および体積割合を特徴とするストラットを有するやや高密度の金属格子(周期的)構造部。
冷却を最適化するために体積割合に勾配を有することが可能である。
また、この体積割合は、冷却媒体に対するその透過性により結果としてパイロットバーナ冷却に対して適切な圧力降下をもたらす。
格子構造部中の空部の量が高いことにより、構成要素の重量および材料コストが削減される。
ストラットは、より厚い部分が「冷却対象表面」に連結されることによりこの表面からの熱の伝導を最適化するように、円錐状であることが可能である。角度βは、表面配向に対するストラット配向の最小角度を示し、ベータは、30〜90度の間であるべきである。
ストラットは、周囲表面に対して固定され得るが、また「冷却対象表面」に対しても固定され、荷重支持構造部とはならずしたがってクラックのリスクを回避するように対向側壁部中に開口し得る。温度勾配によりより高温のパーツの体積膨張がもたらされ、それにより材料中に応力が生じることから、熱負荷が予期される。格子の「開口」端部は、「ガイド」により構成され得る格子構造部を通る冷却媒体流を依然として阻止すべきである。
ストラットは、冷却効率を最適化ししかし同時に所要の圧力降下内にとどまるように、流れに対する相対位置がスタッガ状であることが可能である。
【００７７】
本発明は、バーナなどのガスタービン高温構成要素に対して積層造形された格子構造部を適用することの組合せにより、特に有利となる。利点は、積層造形により、高温構成要素に対して無限の耐用年数を事実上与える格子構造部を実現することが可能となる点である。さらに、現像を高速化し、個々の顧客要件に対して設計を適合化させる自由度の余地を与え、バーナに対する燃料の自由度などの新たな可能性を導入するラピッドプロトタイピングが可能である。
【符号の説明】
【００７８】
1  ターボ機械構成要素
2  本体
3  燃料出口ポート
4  冷却流体出口ポート
5  燃料入口ポート
6  冷却流体入口ポート
11  バーナ
12  ガスタービン
13  圧縮機
14  燃焼室
15  タービン
16  燃焼ゾーン
20  第1のセクション
21  第2のセクション
22  第3のセクション
23  端部面
25  格子構造部
30  ストラット
31  第1の端部
32  円錐形状部
33  側方表面
34  円柱形状部
35  空部
50  冷却流体流
60  流体通路
70  バーナヘッド
71  パイロットバーナセクション
【図１】
0006588629.tif 000002
【図２】
0006588629.tif 000003
【図３】
0006588629.tif 000004
【図４】
0006588629.tif 000005
【図５】
0006588629.tif 000006
【図６】
0006588629.tif 000007
【図７】
0006588629.tif 000008
【図８】
0006588629.tif 000009
【図９】
0006588629.tif 000010