(57)【要約】【課題】  冷却効率が向上したタービン用翼型を提供する。【解決手段】  ガスタービンエンジン（１０）のタービンステータベーン（３２）等のタービン用翼型の冷却は、空気の第二インレット（５６）を設けることによって向上されている。この第二インレット（５６）は、屈曲冷却空気通路用通路（５０）の中間部分に連通している。【選択図】  図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
屈曲形状の冷却空気通路を有するガスタービンエンジン用翼型の製造方法であって、前記冷却空気通路は、上流部分と、下流部分と、それらの間の中間部分と、前記上流部分において前記屈曲形状の冷却空気通路に連通した冷却空気用の第一インレットと、を備えており、前記方法は、
コア支持ロッドによって支持されているとともに前記冷却空気用の第一インレットを含む前記冷却空気通路の形状を有するコアと、前記翼型を通って突出する前記コア支持ロッドと、の周囲に前記翼型を鋳造し、
前記コアと前記コア支持ロッドとを前記翼型から取り除き、
前記冷却空気通路の前記中間部分において該冷却空気通路に冷却空気が流入可能となるように、前記翼型から突出する前記コア支持ロッドを取り除いたことによって形成される開口部を維持するステップをそれぞれ含むことを特徴とする、ガスタービンエンジン用翼型の製造方法。
【請求項２】
前記翼型を鋳造した後で、前記開口部の寸法を変更することによって前記翼型内で循環する冷却空気を最適化するステップをさらに含むことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン用翼型の製造方法。
【請求項３】
前記開口部を通る冷却空気の量を増加させるために該開口部をドリルで拡大するステップをさらに含むことを特徴とする請求項２に記載のガスタービンエンジン用翼型の製造方法。
【請求項４】
前記開口部を通る冷却空気の量を減少させるために該開口部を一部分充填するステップをさらに含むことを特徴とする請求項２に記載のガスタービンエンジン用翼型の製造方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンに関し、より詳細には、タービン用翼型の空冷に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンのタービン領域は、極めて高温にさらされている。上記タービンへと燃焼器から流入する高温ガスは、通常、タービンロータやステータが作られている合金の融点よりも高温となっている。上記ベーンとブレードの双方は、このような高温にさらされるため、それらの構造的一体性を維持するために冷却する必要がある。
【０００３】
上記タービンベーンと、ブレードとは、エンジンの圧縮器から空気を抽気して、上記燃焼器を迂回させることによって冷却が行われている。冷却するためにどのように上記圧縮器から空気を抽気したとしても、これらの空気は、燃焼器内の燃焼に関与させることができない。従って、燃焼を維持させる空気流を減少させて、エンジン性能を犠牲にするのを最小限とするためには、タービンブレードとベーンとを冷却する手法は、いかなる場合でも、圧縮器から抽気する空気を最適利用する必要がある。
【０００４】
通常、タービンブレードとベーンの冷却は、外部からのフィルム冷却、内部における空気インピンジメント冷却、コンベクション冷却や、これらを組み合わせて行われている。空気インピンジメント冷却では、圧縮器から抽気された空気は、翼型の内部へと通され、上記翼型の内壁を流される。この空気は、その後、上記翼型壁にある複数のフィルムホールを通して上記翼型から排出される。空気インピンジメント冷却は、ブレードの冷却には効果的である。
【０００５】
コンベクション冷却では、圧縮器から抽気された空気流は、通常、ブレードやベーン内部の屈曲通路を通して流され、上記翼型から連続的に熱を除去するようになっている。圧縮器から抽気した空気は、通常では上記翼型の翼前縁に配設されているインレットを通して上記通路へと流されて、上記した屈曲通路へと導入される。上記通路は、また、複数のフィンや、複数の突起（これらは又、“トリップストリップ(ｔｒｉｐ  ｓｔｒｉｐ)”と呼ばれている）を通路内に有している。これらのフィンや突起は、上記翼型壁のコンベクション冷却をより改善するものである。上記トリップストリップを正確に寸法決めし、位置決めすれば、上記通路を通して流れる空気流の量を制御することができ、また、少なくとも上記屈曲構造体の上記冷却効率をある程度決定してしまうことになる。
【０００６】
ターニングベーンは、上記屈曲通路の排気部回りにおいて、空気流を導くために使用することもでき、この屈曲通路は、ある程度は冷却用空気が流されるようになった上記ブレードやベーンの翼後縁に近接して配設されている、列となったフィルムホールにまで延びている。
【０００７】
上記冷却空気が、前記屈曲通路を通して流れると、圧が低下するようになっていることが好ましい。しかし上記空気流が、上記翼後縁に達する時間までに圧が低くなりすぎると、上記ブレードやベーンの外部にある加熱した燃焼ガスが、上記ブレードやベーンのフィルムホールの内部を伝って流入することになる。当然ながらこの様なことによって、上記翼型の冷却は妨げられることになるとともに、上記翼型壁は燃焼してしまうことになる。従って、上記翼型の外部よりも上記翼型冷却通路内の圧力を高い水準に維持しておく必要があった。屈曲冷却通路を有する上記翼型ブレード又はベーンを製造する通常の方法は、上記部分を鋳造し、その後、さらに機械加工を加えて上記部品を精密な形状とすることによるものである。上記鋳造工程においては、鋳型と中子とを、まず最初に製造し、上記中子は、上記翼型の内部の冷却通路を形成するような形状とされる。上記中子は、中子に取り付けられた中子用支持ロッドによって保持されているとともに、これらのロッドは、上記翼型壁を通して突き出している。
【０００８】
上記鋳造工程が終了した後、上記中子は、化学的な溶液を作用させて溶解され、上記翼型には、上記翼型内部に上記屈曲冷却通路を形成するために溶解させたことによって形成される、ボイドが残される。上記中子支持ロッドを除去することによって鋳造によって形成され、上記翼型内のホールは、その後閉ざされ、鋳造部分がその最終形状へと機械加工されることになる。
【０００９】
上記鋳造工程は、高品質の製品を提供することができるが、上記工程はそれ自体では、コストが高く、かつ、時間もかかる。上記鋳型と中子の製造は、特に複雑であり、これは、上記冷却通路の入り組んだ形状のためである。従って、テストによって発見された翼型が過熱してしまうといった欠陥を補正するように再加工するのは、経済的に不可能ではないにしろ、極めてコストが高く、かつ、現実的ではない。
【００１０】
従って現在でも、著しく高コストをかけ、かつ時間のかかる再加工を行い、さらに形状を適切化して冷却通路を再鋳造することなく、翼型冷却通路を通して流れる空気流の量を調節するのは、十分に可能となっているわけではない。
【００１１】
屈曲冷却通路について生じる別の問題は、上記屈曲通路に上記圧縮器に抽気した空気が流入すると、上記翼型から熱を除去することにある。すなわち上記通路内で上記空気が連続的に加熱されて行き、このことによって、上記翼型の翼後縁において適切な冷却を行う能力が失われてしまうことになる。
【００１２】
これまで、現在行われているタービンブレードとベーンとの冷却に関する問題の解決方法では、１つあたりの翼型では僅かなものの、翼型の重量を増加させずに、かつ、性能を劣化させずには解決することができず、これが、エンジン特性を著しく劣化させていた。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１３】
従って、本発明の目的は、冷却効率を向上したタービン用翼型を提供することにある。
【００１４】
また、本発明の目的は、翼型内の冷却通路を通っている上記空気流と空気圧とを、この部品が鋳造された後の特定の冷却特性に応じ、かつ、特に再加工することを必要とせずに調節することを可能とするものである。
【００１５】
本発明はさらに、タービン用翼型の冷却を、上記翼型の重量を増加させることなく向上させることを目的としている。
【００１６】
さらに本発明は、タービン翼型の冷却に用いる圧縮器による冷却効率を向上させることを目的としている。
【００１７】
本発明はさらに、タービンブレード翼型内の上記屈曲冷却通路における冷却用空気圧を、上記翼型外部の燃焼ガス圧よりも高く保持しておくことを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１８】
ガスタービン翼型は、屈曲冷却通路を有しており、この通路内には、冷却空気が上記翼型の翼前縁部分に配設された第一インレットを通して流入し、これが、上記通路を通して流れて上記翼型を冷却するとともに、上記翼型の翼後縁から排出されるようになっている。また、上記翼型は、上記屈曲通路の流れの中間部において特定の位置に冷却空気の第二インレットを有しており、補助的な冷却空気を中流領域に導入し、上記翼型の翼型後縁部の圧力を高めるようにされている。
【００１９】
上記鋳造鋳型と中子とを再製造せずに、上記屈曲通路を通して流れる空気流の量を調節するのは、上記第二インレットサイズを調節することによって達成できる。上記インレットサイズは、ドリル又で拡大でき、又はインレットを一部分充填することで部分的に狭めることができる。上記したインレットサイズの調節工程は、上記鋳型や中子の再製造に比べて極めて短時間ですむ。そこで、上記第二インレットの位置を選択すれば、チューニングベーンの必要が無く、かつ、それに伴った重量増加も発生せずに、上記屈曲通路内を通して流れる空気流の調節を行うことができることになる。さらには、上記第二インレットを通して空気を流すことによって、上記屈曲通路の圧力を高めることができ、このことによって、上記翼型外部からの加熱した燃焼ガスが上記冷却通路内に逆流する危険性を低減させることができる。加えて、上記屈曲通路の特定領域での上記翼型壁からの熱移動速度は、上記第二インレットを通して冷媒を注入することによって調節することが可能となる。上記第二インレットを拡大することによって得られる補助的な圧力上昇は、上記屈曲通路の上流側の通路の圧力を増加せるように作用し、このことによって上記領域での冷媒流速が低減できるとともに、上記領域での上記冷媒への熱移動を効率化させることができる。この様にして、上記第二インレットからの空気と混合することで冷媒の温度を低下させることができ、かつ、上記翼後縁を冷却する能力を高めることができる。本発明の上記目的及び効果については、後述する明細書と添付の図面によってさらに詳細に説明を加える。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
図１は、航空機を推進させるためのターボファンガスタービンエンジン１０を示す。上記エンジン１０は、ファン１２と圧縮器１４と、燃焼領域１６と、タービン１８とを有している。当業界で良く知られているように、上記圧縮器１４で圧縮された空気は、燃料と混合され、この混合物が、燃焼領域１６で燃焼し、さらに、タービン１８で膨張して、この膨張によってロータを回転させ、かつ、上記圧縮器とファンとを駆動させている。上記タービン領域１８には、図２に示すように列となった回転翼すなわち回転ブレード３０と、静翼すなわちベーン３２とが交互に配設されている。キャビティプレナム３４は、図３に示されているように、供給源の空気圧を一定に維持しており、この圧力は、上記圧縮器領域１４から抽気され、燃焼領域１６を迂回する空気より高くなっている。
【００２１】
ベーン３２は、その径方向内側と外側とが端部構造体３８と４０とにそれぞれ接合された翼型部分３６を有しており、上記端部構造体３８は、少なくとも一部分がキャビティプレナム３４を形成している。上記翼型３６は、翼前縁４２と翼後縁４４とを有している。屈曲形状の冷却通路５０は、上記翼型部分３６内に形成されており、さらに外側の翼型壁５２に結合されているとともに、第一インレット５４と第二インレット５６とがそれぞれ形成されている。上記第一インレット５４と第二インレット５６とは、それら双方が、上記翼型３２の第一の端部３８に形成されているとともに、上記プレナム３４に開口している。図示しているように、第一インレット５４は、通路５０の上流端に配設されており、第二インレット５６は、その中間部分に配設されている。屈曲通路５０は、上記翼型部分３６内部で屈曲しており、かつ、平行となった領域６０〜６４を有していて、これらは、縦方向に延びている。領域６０と６１とは、それらの一部が通路壁６５によって画成されており、ターニングベーン６８〜７０は、上記通路５０を通して流れる上記空気流の運動を促進させている。屈曲通路５０は、さらに傾いたフィンすなわち突起（トリップストリップ）７２を有しており、これらは、上記翼型壁５２の内側面に配設されている。翼型の上記翼後縁４４に配設されているリブのタイプには３種あり、これらは、ティアドロップリブ７４、とインピンジメントリブ７６と、軸方向リブ７８とに分類され、これらが、上記翼型を通じる流れを制御して、冷却を最適化させている。複数のフィルムホール８０は、上記翼前縁４２の上記翼型壁５２と、その翼後縁４４とに配設されている。
【００２２】
圧縮器から排出される燃焼器１６を迂回した空気によって、上記冷却工程が行われており、上記空気は、プレナム３４に通された適切な通路（図示せず）によって、エンジンへと連通し、かつ、上記第一インレット５４を通して上記屈曲通路５０へと流されている。上記冷却空気の流れは、領域６０〜６４を通して通路５０へと流れ、さらに、上記通路壁６５とターニングベーン６８〜７０とによってガイドされる。上記複数のトリップストリップ７２上の上記冷却通路は、また、上記翼型壁５２の温度を低減させている。冷却空気はまた、第二インレット５６を通して、上記冷却通路５０へと流入するが、これは、上記ベーンの翼型部分の内部の圧と外部の圧との圧力差によるものである。上記プレナム３４内の空気圧は、上記通路領域６２内の空気圧よりも高くなっているが、これは、上記通路６０と６１を通って冷却空気流が通って行くことによって上記圧力が低下して行くことに起因している。冷却された空気が上記第二インレット５６を通って上記通路領域６２に流入するにつれ、上記翼型内の空気の冷却流の流れの上記翼型の翼後縁４４に向かう流れを総じて付勢することとなる。第二インレット５６の角度付けを選択することによって、ベーン７０による反射が必要なくなるため、上記翼型３２の必要重量がさらに低減でき、かつ、上記エンジン自体の重量も低減できることにもなる。
【００２３】
第二インレット５６を通る補助的な流れによって、冷却空気に対して加えられる空気圧は、上記翼後縁４４での上記空気流の圧が、確実に上記翼型の当該近傍での圧力よりも高くなるようにしている。上記内部の圧が上記した外部の圧を超えない場合には、上記外部の高温のガスは、上記フィルムホール８０を通して上記翼型内部へと侵入し、上記翼型の内部を燃焼させてしまうことになる。従って、上記第二インレット５６を通して流れる空気流は、確実に上記翼型から一方向に流れるように、上記翼後縁４４での上記内部の圧を増加させるようになっている。
【００２４】
上記第二インレット５６のサイズは、上記翼型３２に対する冷却の必要性に応じて、変化させることができる。上記翼後縁４４において燃焼が発生するようであれば、上記開口５６を、ドリルによって拡大して、適切に流量を増加させることができる。上記屈曲通路５０の通路領域６０と６１とは、過熱しがちであるため、開口５６を一部狭めて、領域６０と６１とにおける流速を増加させるようにすることもでき、この様にすることによって、内部で発生する冷却効果を高めることができる。第二インレット５６は、上記翼型が鋳造される場合に上記翼型壁５２から突き出すようになっている中子支持ロッドを中心として鋳造されて、良好に形成されている。上記開口５６のサイズは、最初は、上記ロッドのサイズに依存している。
【００２５】
ベーン３２は、また、インピンジメント冷却でも冷却でき、その際には、翼前縁通路９０が、端部構造体３８内に形成され、上記プレナム３４に連通した冷却空気インレット９２と、端部構造体４０内に形成されたアウトレット９４とを有している。上記翼前縁通路９０は、鋳造体を通した複数のホール９６を有しており、これらは、翼前縁通路壁９８に形成されている。上記翼型の内部と外部の圧力差によって空気がインレット９２を通して上記翼端通路９０へと流入するにつれ、上記鋳造体を通過した複数のホール９６を通って壁５２の翼前縁部分の内側へと流され、これによって、上記壁の当該部分が冷却され、その後、上記翼前縁の排出通路１００へと流れて行く。上記翼前縁にある複数のフィルムホール８０を通して、上記空気は排出通路１００へと排出される。上記冷却空気は、また、上記排出部９４を通して上記翼前縁通路９０を排出されるようになっており、これによって対向したベーン３２の端部に冷却空気の供給が行われるようになっている。
【図面の簡単な説明】
【００２６】
【図１】本発明の上記タービン翼型を使用したタイプのガスタービンエンジンを簡略化して示した断面図である。
【図２】図１に示した本発明のタービンベーンの上面斜視図である。
【図３】図２に示した本発明の上記ベーンの前面の断面図である。
【図４】図２に示した上記ベーンの上面断面図である。
【符号の説明】
【００２７】
３２…ベーン
３４…キャビティプレナム
３６…翼型部分
３８，４０…端部構造体
４２…翼前縁
４４…翼後縁
５０…冷却通路
５４…第一インレット
５６…第二インレット
６０，６１，６２，６３，６４…平行となった領域
６５…通路壁
６８，６９，７０…ターニングベーン
７２…トリップストリップ
７４…ティアドロップリブ
７６…インピンジメントリブ
７８…軸方向リブ
８０…フィルムホール
９０…翼前縁通路
９２…インレット
９４…アウトレット
９６…ホール
９８…翼前縁通路壁
１００…排出通路
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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