(57)【要約】  ガスタービンエンジン用の翼冷却回路は、浅裂断面形状を有する少なくとも１つの内部空洞を有する。また、ガスタービンエンジン（１３）用の翼（８０）は、翼（８０）の外面および前記外面の内側の前記翼（８０）の内部を画定する翼表面と、前記翼（８０）の前記内部に前記翼（８０）の前記外面における冷却孔を通って冷却空気を供給する冷却回路と、を備え、冷却回路が浅裂断面形状を有する少なくとも１つの内部空洞（８２）を有する。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１３）用の翼冷却回路であって、
少なくとも１つの内部空洞（８２）を備えており、
前記空洞（８２）は、浅裂断面形状を有する、翼冷却回路。
【請求項２】
前記空洞（８２）は、一般超形状方程式によって特徴付けられる断面形状を有する、請求項１に記載の翼冷却回路。
【請求項３】
極座標形式における前記一般超形状方程式は、次式
【数１】
2015518937.tif 000004
である、請求項２に記載の翼冷却回路。
【請求項４】
前記冷却回路は、それぞれが一般超形状方程式によって特徴付けられる断面形状を有する複数の内部空洞（８２）を有する、請求項１に記載の翼冷却回路。
【請求項５】
前記断面形状は、翼弦方向に規定されている、請求項１に記載の翼冷却回路。
【請求項６】
前記冷却回路は、蛇行冷却回路である、請求項１に記載の翼冷却回路。
【請求項７】
前記断面形状は、複数の裂片を有する、請求項１に記載の翼冷却回路。
【請求項８】
前記断面形状は、２より多い裂片を有する、請求項１に記載の翼冷却回路。
【請求項９】
前記冷却回路は、それぞれが異なる数の裂片を有する断面形状を有する複数の内部空洞（８２）を有する、請求項１に記載の翼冷却回路。
【請求項１０】
前記少なくとも１つの空洞（８２）は、翼（８０）の表面上に冷却空気を排出するための少なくとも１つの外皮膜冷却孔（８３）を備えている、請求項１に記載の翼冷却回路。
【請求項１１】
ガスタービンエンジン（１３）用の翼（８０）であって、
前記翼（８０）の外面および前記外面の内側の前記翼（８０）の内部を画定する翼表面と、
前記翼（８０）の前記内部に前記翼（８０）の前記外面における冷却孔を通って冷却空気を供給する冷却回路と、を備えており、
前記冷却回路は、浅裂断面形状を有する少なくとも１つの内部空洞（８２）を有する、翼（８０）。
【請求項１２】
前記空洞（８２）は、一般超形状方程式によって特徴付けられる断面形状を有する、請求項１１に記載の翼（８０）。
【請求項１３】
極座標形式における前記一般超形状方程式は、次式
【数２】
2015518937.tif 000005
である、請求項１２に記載の翼（８０）。
【請求項１４】
前記冷却回路は、一般超形状方程式によって特徴付けられる断面形状を有する内部空洞（８２）を複数有する、請求項１１に記載の翼（８０）。
【請求項１５】
前記断面形状は、翼弦方向に規定されている、請求項１１に記載の翼（８０）。
【請求項１６】
前記冷却回路は、蛇行冷却回路である、請求項１１に記載の翼（８０）。
【請求項１７】
前記断面形状は、複数の裂片を有する、請求項１１に記載の翼（８０）。
【請求項１８】
前記断面形状は、２より多い裂片を有する、請求項１１に記載の翼（８０）。
【請求項１９】
前記冷却回路は、それぞれが異なる数の裂片を有する断面形状を有する複数の内部空洞（８２）を有する、請求項１１に記載の翼（８０）。
【請求項２０】
前記少なくとも１つの空洞（８２）は、前記翼表面上に冷却空気を排出するための少なくとも１つの外皮膜冷却孔（８３）を備えている、請求項１１に記載の翼（８０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本明細書中に記載の技術は、概して翼用の冷却回路に関し、より詳しくは、ガスタービンエンジン用のタービン翼で使用するような冷却回路に関する。
【背景技術】
【０００２】
多くのガスタービンエンジン組立体は、高圧または低圧のタービンブレードのような回転翼内に、および／または、高圧または低圧のタービンノズルのような非回転静止翼内に、冷却回路を備えている。
【０００３】
動作時には、比較的低温の空気は、翼が作られている材料の温度を、融点または軟化温度以下に維持するために、翼へ供給される。典型的には、翼は、衝突後の空気が翼の軸方向外側に流れる衝突回路、または流れ方向が主として半径方向であって強制対流によって冷却する蛇行回路のいずれかによって、冷却される。
【０００４】
量産型の翼冷却回路は、単一または多重パス半径方向冷却路からなる「蛇行」設計を有する。このような回路は、しばしば外部の高温ガス温度および熱伝達係数のばらつきに起因する「高温点」の弱い制御を有する。より新しい壁近傍の冷却設計は、やや良好な制御を与えるが、大きな熱勾配および高温点がしばしば依然として発生する。一般に、乱流翼、ピン、突起のような冷却機能は、ピーク温度を低減するために局所領域で使用されてきたが、成功は限られていた。はるかに小さい壁近傍の空洞または微細路が使用されうるが、これらはコアと鋳物に対してかなりの製造上の課題を提示する。
【０００５】
頑丈かつ経済的な方法で翼に冷却を提供する改良された冷却回路の必要性が、存在する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】欧州特許出願公開第２，２５８，９２５号公報
【発明の概要】
【０００７】
浅裂（ｌｏｂｅｄ）断面形状を有する少なくとも１つの内部空洞を有するガスタービンエンジン用の翼冷却回路。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】例示的なガスタービンエンジン組立体の断面図である。
【図２】従来技術の冷却回路を有する翼の断面図である。
【図３】例示的な冷却回路を有する翼の断面図である。
【図４】図３と同様であるが、別の例示的な冷却回路を示す断面図である。
【図５】図３に示される圧力側領域Ｐの様々な例示的な実施形態を示す一連の拡大断面図である。
【図６】図３に示される吸入側領域Ｓの様々な例示的な実施形態を示す一連の拡大断面図である。
【図７】基準空洞形状８１を例示的な実施形態８２における様々な度合いの輪郭と比較する一連の絵を含む図である。
【図８】基準空洞形状８１を例示的な実施形態８２における様々な度合いの輪郭と比較する一連の絵を含む図である。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
図１は、長手方向軸１１を有する例示的なガスタービンエンジン組立体１０の断面概略図である。ガスタービンエンジン組立体１０は、ファン組立体１２およびコアガスタービンエンジン１３を備えている。コアガスタービンエンジン１３は、高圧圧縮機１４、燃焼器１６、および高圧タービン１８を備えている。例示的な実施形態では、ガスタービンエンジン組立体１０は、また、低圧タービン２０、多段ブースタ圧縮機３２、ブースタ３２を実質的に囲むスプリッタ３４を備えている。
【００１０】
ファン組立体１２は、ロータディスク２６から半径方向外向きに延びるたくさんのファンブレード２４を備えており、ロータディスク２６の前方部分は、流線形スピナ２５によって囲まれている。ガスタービンエンジン組立体１０は、吸気側２８および排気側３０を有する。ファン組立体１２、ブースタ２２、およびタービン２０は、第１ロータシャフト２１によって互いに結合されており、圧縮機１４およびタービン１８は、第２ロータシャフト２２によって互いに結合されている。
【００１１】
動作中、空気は、ファン組立体１２を通って流れ、空気流の第１部分５０は、ブースタ３２を通して送られる。ブースタ３２から吐出される圧縮空気は、圧縮機１４を通して送られ、圧縮機１４内で、空気流は、さらに圧縮されて燃焼器１６に送出される。燃焼器１６からの（図１に示されない）高温燃焼生成物は、タービン１８および２０を駆動するために利用され、タービン２０は、シャフト２１を介してファン組立体１２およびブースタ３２を駆動するために利用される。ガスタービンエンジン組立体１０は、設計運転条件と設計外動作条件との間の動作条件の範囲で、動作可能である。
【００１２】
ファン組立体１２から吐出される空気流の第２部分５２は、コアガスタービンエンジン１３の周りのファン組立体１２からの空気流の一部をバイパスするバイパスダクト４０を通して送られる。具体的には、バイパスダクト４０は、ファンケーシングまたはシュラウド３６とスプリッタ３４との間に延びている。したがって、ファン組立体１２からの空気流の第１部分５０は、ブースタ３２を通して送られ、その後、上述したように圧縮機１４内で、ファン組立体１２からの空気流の第２部分５２は、例えば、航空機に対して推力を提供するように、バイパスダクト４０を通して送られる。スプリッタ３４は、第１部分５０および第２部分５２にそれぞれ流入空気流を分割する。ガスタービンエンジン組立体１０は、また、ファン組立体１２のための構造的支持を提供するように、ファンフレーム組立体６０を備えており、また、コアガスタービンエンジン１３にファン組立体１２を結合するために利用される。
【００１３】
ファンフレーム組立体６０は、半径方向外側取付けフランジと半径方向内側取付けフランジとの間で実質的に半径方向に延び、かつバイパスダクト４０内で円周方向に間隔を置いて配置されている、複数の出口案内ベーン７０を備えている。ファンフレーム組立体６０は、また、半径方向外側取付けフランジと半径方向内側取付けフランジとの間に結合されている複数のストラットを備えてもよい。一実施形態では、ファンフレーム組立体６０は、フランジが出口案内ベーン７０およびストラットに結合されている弓形セグメントで製作される。一実施形態では、出口案内ベーンおよびストラットは、バイパスダクト４０内で同軸に結合されている。任意に、出口案内ベーン７０は、バイパスダクト４０内でストラットの下流に結合されてもよい。
【００１４】
ファンフレーム組立体６０は、ガスタービンエンジン組立体１０の様々なフレームおよび支持組立体の一つであり、ガスタービンエンジン組立体１０内の様々な構成要素の配向の維持を容易にするために使用されている。具体的には、このようなフレームおよび支持組立体は、静止部品を相互接続し、かつロータベアリング支持を提供する。ファンフレーム組立体６０は、出口案内ベーン７０およびストラットが、ファン組立体１２の出口の周りに円周方向に間隔を置いて配置され、ファン組立体１２から吐出された空気流路を横切って延びるように、バイパスダクト４０内でファン組立体１２の下流に結合されている。
【００１５】
図２から図４に示されるように、翼８０は、翼の内部に翼の外面における冷却孔を介して冷却空気を供給する蛇行冷却回路を備えている。図２は、先行技術の従来の冷却回路設計を示しており、この冷却回路設計では、複数の内部空洞８１は、翼の圧力側および／または吸引側に隣接して配置される。図２に示されるように、これらの空洞８１のそれぞれは、空洞の外周が２つの対向平行辺および２つの半円形対向端を有する従来の「レーストラック」構成を有するように、翼弦方向で切断された断面形状を有する。
【００１６】
図３は、本明細書に記載される例示的な冷却回路の設計を示している。図３における翼８０は、圧力側領域Ｐおよび吸入側領域Ｓの文脈で議論されており、複数の内部空洞８２を備えている。少なくともいくつかの空洞８２は、翼８０の表面に冷却空気を吐出する外皮膜冷却孔（ｉｎｔｅｇｒａｌ  ｆｉｌｍ  ｃｏｏｌｉｎｇ  ｈｏｌｅ）８３を備えてもよい。図２の空洞８１の「レーストラック」構成とは対照的に、図３の空洞８２は、翼弦方向に切断した「浅裂」断面形状を描いている。このような構成は、冷却空気の消費量を管理しながら、ガスタービンエンジンの運転中に翼上の流れからの熱伝達に曝される翼表面への冷却を強化する。各「浅裂」形状空洞８２に対する流路面積は、それが置き換える基準「レーストラック」形状空洞８１の流路面積と同じである。
【００１７】
図４は、翼８０の別の構成を示しており、ここで、空洞８２は、すなわち図３に示される２つの裂片（ｌｏｂｅ）より多い裂片を有する多重の浅裂形状を有する。
【００１８】
図５は、図３で特定される圧力側領域Ｐの４つの潜在的な実施形態を示しており、それぞれの実施形態は、圧力側領域Ｐにおける冷却空洞８２の数、向き、および形状の変形例であって、裂片の数の変化を含む変形例を示している。
【００１９】
図６は、図３で特定される吸入側領域の５つの潜在形態を示しており、それぞれの実施形態は、吸入側領域Ｓにおける冷却空洞８２の数、向き、および形状の変形例であって、裂片の数の変化を含む変形例を示している。
【００２０】
本明細書に記載されている冷却回路の可能な商業的利点は、エンジンの燃料消費率を改善する下部翼冷却流であろう。この設計の技術的利点は、エンジン運転翼応力を低下させかつ部品寿命および耐久性を改善する翼を横断する減少した温度勾配であろう。
【００２１】
次世代のタービンブレードは、多くの場合、壁近傍の冷却空洞を利用する。壁近傍の冷却空洞は、冷却路流路面積および翼の半径方向幅に沿う内部熱伝達率の変化を制御するように、図３および図４に示されるような浅裂を用いて設計されており、また、熱壁上の裂片または類似の幾何学的特徴からの空洞外周の改善および壁近傍の高いフィン効果により、内部熱伝達の促進を提供する。裂片は、外部翼ガス温度および熱伝達率分布に応じて、壁の温度勾配を平滑化する空洞内に、幅および貫通深さの変化を有することができる。裂片または他の壁近傍の空洞形状を生成するための独特な方法は、いわゆる「一般超形状方程式（ｇｅｎｅｒａｌｉｚｅｄ  ｓｕｐｅｒ−ｓｈａｐｅ  ｅｑｕａｔｉｏｎ）」を使用することである。極座標形式におけるこの方程式の一形態が、次式
【００２２】
【数１】
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である。
【００２３】
超形状方程式は、多くの工学分野における応用を見いだしている。この方程式、および特定の幾何学的形状のための機能修正は、壁近傍の冷却空洞上でのパラメトリック設計研究の過程において、多くの空洞の、独特にカスタマイズされた空洞形状を生成するために、タービン冷却分野において初めて使用され、それは、この設計手法の新規かつ大変便利な特徴である。成形空洞は、図２に示されるような単純な従来のレーストラック形状に対して、熱壁にわたるより広い範囲だけでなく、強化された内部熱伝達を提供することができる。浅裂形状は、ボア冷却によって熱伝達を増加させかつ製造のためのより良い局所壁厚を可能にする（例えば、図３における要素８３のような）膜孔を受け入れるように設計されうる。特定の形状は、空洞に渦流れを誘導するであろう。渦流れは、また、内部熱伝達率を向上させ、超形状方程式を用いたパラメトリックＣＦＤモデリングは、高度にカスタマイズされた設計を作成するために使用されうる。成形空洞は、また、「Ｉビーム」効果を介して、長い半径方向空洞のコア剛性を向上させる。単一裂片空洞は、ＤＣＤプロセスを用いてコアの製造試験で実証された。多くのＡＮＳＹＳ熱設計研究は、様々な形状のタービン翼壁近傍空洞のために行われた。その結果は、４０度Ｆ以上のピーク壁温度の大幅な削減を示しており、部品寿命における約３倍の改善に相関している。
【００２４】
図７および図８は、それぞれ、それぞれが基準空洞形状８１を本明細書に記載の超形状方程式を利用して生成される例示的な実施形態８２における様々な度合いの輪郭と比較する一連の絵を含んでいる。
【００２５】
成形冷却空洞の設計および実装への１つのアプローチは、次の通りである。１．半径領域の変化を有する鋳造可能な成形壁近傍空洞は、単一または多重の裂片形状の形態設計を有しており、タービン翼壁におけるピーク温度および温度勾配を最小限に抑えるように、構築されている。これらの裂片形状は、空洞内への幅および貫通深さにおいて任意であり、任意の生産可能形態を有していてもよい。「超形状」方程式でこのような形状を製造する非常に有用な方法。２．裂片幾何学は、空洞に沿う半径方向の流れおよび内部熱伝達率の変化を制御する。３．貫通裂片は、また、高効率フィンとして機能し、カスタマイズされた形状幾何学を用いて、翼壁温度変化の軸方向および半径方向の平滑化と壁ピーク温度における低減とを可能にする。４．成形空洞は、また、空洞の平面内での良好な渦流れを生成することができ、それにより、空洞外周まわりでの望ましい熱伝達率分布を生み出す。
【００２６】
ここで説明される成形空洞は、高温点および熱勾配の影響を最小限にするように、タービン壁の熱伝達をカスタマイズするための能力における大幅な改善を可能にする。成形空洞は、当該技術分野で知られているような使い捨てコアダイ（ＤＣＤ）の方法および装置によって、鋳造またはコア製造されうる。浅裂形状は、また、空洞コアに追加的な剛性を与える。４０度Ｆを超える低減が、典型的な設計のために計算されている。
【００２７】
技術的利点は、（１）より良いエンジン性能およびより低いＳＣＦを生成する潜在的な冷却流、（２）より低いピーク翼壁金属温度および壁温度勾配、（３）低減した壁熱応力、および（４）設計が、従来のまたは新しいＤＣＤコアの製造プロセスのどちらかによって鋳造可能になされうる。
【００２８】
本発明は、様々な特定の実施形態に関して説明されているが、当業者は、本発明が特許請求の範囲の精神および範囲内の変更を用いて実施されうることを認識するであろう。
【符号の説明】
【００２９】
１０  ガスタービンエンジン組立体
１１  長手方向軸
１２  ファン組立体
１３  コアガスタービンエンジン
１４  高圧圧縮機
１６  燃焼器
１８  高圧タービン
２０  低圧タービン
２１  第１ロータシャフト
２２  第２ロータシャフト
２４  ファンブレード
２５  流線型スピナ
２６  ロータディスク
２８  吸気側
３０  排気側
３２  多段ブースタ圧縮機
３４  スプリッタ
３６  シュラウド
４０  バイパスダクト
５０  第１部分
５２  第２部分
６０  ファンフレーム組立体
７０  出口案内ベーン
８０  翼
８１  内部空洞
８２  内部空洞
８３  外皮膜冷却孔
Ｐ  圧力側領域
Ｓ  吸入側領域
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【国際調査報告】
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