(57)【要約】【課題】エンジンを過冷却することなしに効率的にタービンブレードを冷却する改良型のタービンブレードを提供する。【解決手段】タービンブレード１４は、冷却チャネル４０、４２、４４を通って流れる冷却空気によって冷却される。冷却チャネル４０、４２を通る冷却空気は、冷却チャネル４４内の圧力を下げるために、予備計量オリフィス５２によって制限される。この圧力低下は、予備計量オリフィス５２の断面積が冷却チャネル４４の断面積より小さいことにより生じる。冷却空気は、冷却チャネル４０、４２、４４を通った後に、フィルム穴３８から外側に出る。この冷却空気は、タービンブレード１４を冷却し、かつ高温ガスから該ブレード１４を保護するために、エアフォイル２２上にフィルム層を形成する。これにより、エンジンを過冷却することなくタービンブレード１４を効率的に冷却することができる。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
前縁と、後縁と、第１の側壁と、第２の側壁と、を有するエアフォイルと、
第１の端部と、第２の端部と、この第１の端部においてある断面積と、を有し、かつ冷却空気を上記エアフォイルを通して案内する該エアフォイル内に半径方向に延びている冷却チャネルと、
断面積が上記冷却チャネルの第１の端部の断面積より小さく、かつこの冷却チャネルの第１の端部に隣接するオリフィスと、を備えることを特徴とするタービンブレード。
【請求項２】
さらに、上記冷却チャネルから上記側壁の少なくとも一方を貫通して延びているフィルム穴を備えることを特徴とする請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項３】
上記フィルム穴の各々は、上記冷却チャネルの第１の端部の断面積より小さい断面積を有することを特徴とする請求項２に記載のタービンブレード。
【請求項４】
さらに、上記第１の側壁と上記第２の側壁との間の上記エアフォイル内において半径方向に延びており、かつ上記冷却チャネルに隣接するリブを備えることを特徴とする請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項５】
さらに、上記エアフォイルと根元部分との間にプラットフォームを備えることを特徴とする請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項６】
上記冷却チャネルの第１の端部の断面積は、上記冷却チャネルの第２の端部の断面積より大きいことを特徴とする請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項７】
さらに、
実質的に上記エアフォイルと平行に延びている根元部分と、
上記エアフォイルと上記根元部分との間に結合したプラットフォームと、を備えることを特徴とする請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項８】
上記根元部分は、冷却空気を上記エアフォイル内に案内するために、上記根元部分内において半径方向に延びている根元部分冷却チャネルを備えることを特徴とする請求項７に記載のタービンブレード。
【請求項９】
ディスクの周囲に配置された複数の凹部を有するディスクと、
根元部分と、プラットフォームと、エアフォイルと、を有する複数のタービンブレードと、を備え、
上記根元部分は、１つの上記凹部に係合するように形成され、上記エアフォイルは、
第１の端部と、第２の端部と、この第１の端部においてある断面積と、を有する半径方向の冷却チャネルと、
上記冷却チャネルの第１の端部の断面積より小さい断面積を有し、かつ上記冷却チャネルに隣接するオリフィスと、を備えることを特徴とするタービンロータアセンブリ。
【請求項１０】
上記エアフォイルは、さらに、
第１の側壁と、
上記第１の側壁と反対側の第２の側壁と、
上記第１の側壁と上記第２の側壁との間の上記エアフォイル内において半径方向に延びており、かつ上記冷却チャネルに隣接するリブと、を備えることを特徴とする請求項９に記載のタービンロータアセンブリ。
【請求項１１】
上記エアフォイルは、さらに、上記第１の側壁及び上記第２の側壁の少なくとも一方に位置し、かつ上記冷却チャネルに隣接する複数のフィルム穴を備えることを特徴とする請求項１０に記載のタービンロータアセンブリ。
【請求項１２】
上記オリフィスは、上記フィルム穴の１つの断面積より大きい断面積を有するとともに、上記冷却チャネルの第１の端部の断面積より大きい断面積を有することを特徴とする請求項１１に記載のタービンロータアセンブリ。
【請求項１３】
上記冷却チャネルの第１の端部は、上記エアフォイルの先端部と反対側のベース部分に位置することを特徴とする請求項１１に記載のタービンロータアセンブリ。
【請求項１４】
上記根元部分は、半径方向の冷却チャネルを備えることを特徴とする請求項９に記載のタービンロータアセンブリ。
【請求項１５】
さらに、上記冷却空気の乱流を増大させるために、上記冷却チャネル内に複数のトリップストリップを備えることを特徴とする請求項９に記載のタービンロータアセンブリ。
【請求項１６】
半径方向の冷却チャネルと、
上記冷却チャネルへの冷却空気の流れを制限する手段と、
上記冷却チャネルからの冷却空気の流れを制限する手段と、を備えることを特徴とするタービンブレードのエアフォイル。
【請求項１７】
上記冷却チャネルへの冷却空気の流れを制限する手段は、オリフィスであることを特徴とする請求項１６に記載のエアフォイル。
【請求項１８】
上記冷却チャネルからの冷却空気の流れを制限する手段は、フィルム穴であることを特徴とする請求項１６に記載のエアフォイル。
【請求項１９】
さらに、上記エアフォイル内において半径方向に延びており、かつ上記冷却チャネルに隣接するリブを備えることを特徴とする請求項１６に記載のエアフォイル。
【請求項２０】
さらに、
前縁と、後縁と、を有する第１の側壁と、
上記第１の側壁の反対側に位置し、かつこの第１の側壁の前縁及び後縁に結合した第２の側壁と、
上記冷却チャネルを画定するために、上記第１の側壁と上記第２の側壁との間に位置し、かつ上記エアフォイル内において半径方向に延びているリブと、を備えることを特徴とする請求項１６に記載のエアフォイル。
【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、特にガスタービンエンジンのタービンブレードの冷却に関する。
【背景技術】
【０００２】
軸流タービンエンジンなどのガスタービンエンジンは、ロータディスク及びこのディスクの周囲に配置された多数のロータブレードを有するロータアセンブリを備える。ロータブレードは、ディスクに係合する根元部分と、エンジンのガス通路内に配置されるエアフォイル部と、を備える。このガス通路内の温度は、極めて高く、ロータブレードの加熱をもたらす。ロータブレードが過度に高温である場合、エアフォイルの耐久性に悪影響を及ぼす。故に、タービンブレードを冷却する種々の方法が、タービンブレードの寿命及び耐久性を改善するために用いられてきた。
【０００３】
ロータブレードを冷却する１つの方法は、単一の半径流によるフィルム冷却として知られている。この方法においては、内側通路が、ベース部分から先端部に一直線の穴を開けることによって、ロータブレード内に形成される。内側通路は、ドリルによる穴開けによって形成されるので、ベース部分から先端部にかけて単一の直径を有する円筒型の通路になっている。その後、フィルム穴が、内側通路に隣接するようにロータブレードの側壁に穴を開けることによって形成される。それから、冷却空気が、この通路を強制的に通って、フィルム穴から流れ出る。ブレードの冷却は、冷却空気が内側通路を通り抜け、かつこの冷却空気がタービンブレードの周囲に流出することによって生じる。単一の半径流によるフィルム冷却は、主としてこの方法によって過度の冷却空気がエンジンに放出されるので使われなくなっている。冷却空気により、エンジン内の圧力が減少し、これによってエンジンの効率及びスラスト（推力）が低下するので、エンジンを過冷却することは望ましくない。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
この問題を解消するために、エアフォイルの設計は、蛇行した通路の設計などの複雑な形状の内側通路の設計を含む。これらのエアフォイルにおいては、内側通路は、第一に冷却空気をエアフォイルのベース部分から先端部に案内するように形成される。それから、この通路は、冷却空気を先端部からもとのベース部分に案内するように急角度に曲がっている。さらに、この通路は、冷却空気を先端部に向けて戻って案内するように再度曲がっており、またこの通路は、冷却空気が全ての蛇行した通路を通り抜けるまで続いている。
【０００５】
蛇行通路の設計は、多数の問題点を示している。１つの問題点は、エンジンの回転中に蛇行通路を具備するシステムを通る空気流及び圧力分布の予測及びモデリングが困難な点である。特に、回転力が、エアフォイルの先端部からベース部分に向かう方向の冷却空気の流れに逆らう。冷却空気に対する回転力の詳細な影響を予測し、かつモデリングすることが、極めて困難である。エアフォイルの先端部からベース部分に向かう冷却空気の流れに逆らう回転力に打ち勝って、冷却空気をエアフォイルのベース部分に強制的に引き下げるために、十分な圧力が、内側通路の先端部に生じていなければならない。十分な圧力が生じない場合は、冷却空気が、所望の蛇行通路を通って流れず、その結果、タービンブレードの冷却が不十分になる。
【０００６】
さらに、冷却チャネル内の不十分な圧力により、逆流が生じる。逆流は、冷却空気がエアフォイルのフィルム穴から流出するのではなく、ガス通路からの高温ガスが、該エアフォイルのフィルム穴に流れ込むときに発生する。これにより、タービンブレードの望ましくない加熱が生じる。一方で、過度の冷却空気が冷却チャネル内に存在している場合には、この過度の冷却空気がフィルム穴から漏れ出し、その結果、エンジンが過冷却される。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
ガスタービンエンジンのタービンブレードは、冷却空気を複数のフィルム穴に供給する半径方向に延びている冷却チャネルを用いることによって効果的に冷却することができる。冷却チャネルを通る冷却空気の量が、該冷却チャネルの一方の端部に配置された予備計量オリフィスによって調節される。予備計量オリフィスは、十分な量の冷却空気をタービンブレードを十分に冷却するために、冷却チャネルに流し込むことができるだけでなく、エンジンを過冷却しないように、冷却空気の流れも制限する断面積を有する。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００８】
図１は、ガスタービンエンジンのタービンロータアセンブリ１０の斜視図である。タービンロータアセンブリ１０は、ディスク１２と、タービンブレード１４と、を備える。ディスク１２は、該ディスク１２の周囲に配置された複数の凹部１６と、回転中心線１８と、を備え、この中心線１８の周囲を、ディスク１２が回転する。タービンブレード１４は、根元部分２０と、エアフォイル２２と、プラットフォーム２４と、を備える。根元部分２０は、ディスク１２の凹部１６（図のようなもみの木形状など）の１つに係合するように形成される。エアフォイル２２は、半径方向の中心線２５に沿ってディスク１２から延びている。エアフォイル２２は、正圧面側の壁２６と、負圧面側の壁２８と、を備える。プラットフォーム２４は、ディスク１２の外周部分に対して接しているとともに、このプラットフォーム２４により、エアフォイル１４が左右に安定する。タービンブレード１４は、インベストメント鋳造などの従来技術の製造方法を用いて製造することができる。
【０００９】
運転中は、高温ガスがエアフォイル１４を通過すると、タービンロータアセンブリ１０が、回転中心線１８に沿って回転する。高温ガスによって、タービンブレード１４が加熱する。必要な所望の耐久性を満たすために、タービンブレード１４を最高温度以下に維持しなければならない。これを行うために、高温ガスの温度より低い温度の冷却空気が、タービンロータアセンブリ１０を通して送り込まれる。その後、冷却空気が、タービンブレードの根元部分２０に案内される。冷却空気は、冷却チャネルを通り、側壁２６、２８のフィルム穴（図２に図示）を通って出る。冷却空気がフィルム穴から出ると、タービンブレード１４上に冷却空気のフィルム層が形成される。このフィルム層が、タービンブレード１４を冷却して、該ブレード１４を高温ガスから遮断する。
【００１０】
図２は、タービンブレード１４の斜視図である。タービンブレード１４は、根元部分２０と、エアフォイル２２と、プラットフォーム２４と、を備える。エアフォイル２２は、ベース部分３０と、先端部３２と、前縁３４と、後縁３６と、を備える。正圧面側の壁２６及び負圧面側の壁２８が、ベース部分３０と先端部３２との間に延びているとともに、前縁３４及び後縁３６で互いに接している。フィルム穴３８が、正圧面側の壁２６及び負圧面側の壁２８を貫通して延びており、これらの穴３８が貫通していることによって、冷却空気をエアフォイル２２の内側から該エアフォイル２２の外側に通すことができる。これにより、冷却空気の断熱フィルムが側壁２６、２８の面に沿って発生し、タービンブレード１４を冷却して、該ブレード１４を高温ガスから遮断する。
【００１１】
図３は、一実施例のタービンブレード１４の断面図である。タービンブレード１４は、根元部分２０と、エアフォイル２２と、プラットフォーム２４と、を備える。エアフォイル２２は、ベース部分３０と、先端部３２と、前縁３４と、後縁３６と、を備える。タービンブレード１４内部においては、正圧面側の壁２６と負圧面側の壁２８との間に、ベース部分３０から先端部３２に延びた（いくつかは、根元部分２０から先端部３２に延びている）複数のリブ４８が存在し、これらのリブ４８により、冷却チャネル４０の間にバリアが形成され、冷却空気の流れがタービンブレード１４内に案内される。冷却チャネル４０は、根元部分冷却チャネル４２と、エアフォイル冷却チャネル４４と、を備える。エアフォイル冷却チャネル４４内部においては、一方または両方の側壁２６、２８の内側の面に設けられた複数のトリップストリップ５０が存在する。
【００１２】
冷却チャネル４０は、図１に示される半径方向の中心線２５に沿った方向に、タービンブレード１４内を半径方向に延びている。冷却チャネル４０は、根元部分冷却チャネル４２と、エアフォイル冷却チャネル４４と、を備え、これらのチャネル４２、４４は、予備計量オリフィス５２によって隔てられる。エアフォイル冷却チャネル４４は、円形、長方形、三角形などの所望の断面形状を有してもよい。所望の形状及び大きさは、特定の運転規格によって異なる。さらに、冷却空気をフィルム穴３８から放出したときに、エアフォイル冷却チャネル４４内の所望の圧力を維持するために、該冷却チャネル４４を、ベース部分３０から先端部３２にかけて先細にする（これにより、断面積が、ベース部分３０から先端部３２にかけて小さくなる）ことが望ましい。
【００１３】
予備計量オリフィス５２が、エアフォイル冷却チャネル４４内の空気流を調節するために、根元部分冷却チャネル４２とエアフォイル冷却チャネル４４との間に配置される。エアフォイル冷却チャネル４４内への空気流を、予備計量オリフィス５２の大きさを調整することによって調節することができる。予備計量オリフィス５２の断面積を小さくすると、エアフォイル冷却チャネル４４内を流れることができる冷却空気の量が少なくなる。“計量（ｍｅｔｅｒ）”という用語は、フィルム穴３８からの冷却空気の流量を適切な量に設定することを意味する。“予備計量（ｐｒｅ−ｍｅｔｅｒ）”という用語は、オリフィス５２が、フィルム穴３８を通る冷却空気の流れを大まかに調節するために、エアフォイル冷却チャネル４４内の空気圧を概算即ち大まかに設定することを意味する。
【００１４】
各々の予備計量オリフィス５２の断面積は、ベース部分３０における対応するエアフォイル冷却チャネル４４の断面積より小さい。予備計量オリフィス５２とベース部分３０のエアフォイル冷却チャネル４４との間の断面積の違いにより、圧力低下が、根元部分冷却チャネル４２からエアフォイル冷却チャネル４４にかけて発生する。エアフォイル冷却チャネル４４内の低下した圧力は、より大きいフィルム穴３８を、エンジンを過冷却することなく用いることができることを意味する。特に、フィルム穴３８を出る冷却空気の流れを、タービンブレード１４の特定の領域に適切な量の冷却空気を供給するために、予備計量オリフィス５２の断面積、冷却チャネル４０の断面積、及びフィルム穴３８（図２に図示）の断面積を平衡させることによって調節することができる。これは、図４を参照して詳細に説明される。
【００１５】
トリップストリップ５０は、冷却空気の流れの方向に対して傾斜する角度でエアフォイル冷却チャネル４４内に配置される。好ましくは、トリップストリップ５０は、冷却空気の流れの方向に対して約４５°の角度で配向される。トリップストリップ５０によって、冷却空気の流れに乱流が加えられ、エアフォイル冷却チャネル４４内の熱伝達率が向上する。これにより、エアフォイル２２から冷却空気への熱伝達が改善される。
【００１６】
運転中は、冷却空気が、タービンブレード１４の根元部分２０の冷却チャネル４０に入る。冷却空気は、根元部分２０から予備計量オリフィス５２を通ってエアフォイル２２のベース部分３０に流れ、先端部３２に向けて案内される。冷却空気が、冷却チャネル４０内をベース部分３０から先端部３２に向けて流れると、この冷却空気の一部が、フィルム穴３８を通って放出する。冷却空気がフィルム穴３８から放出すると、この冷却空気が側壁２６または側壁２８に沿って流れ、エアフォイル２２の表面に冷却空気のフィルム層を形成する。このフィルム層が、エアフォイル２２を冷却し、また該エアフォイル２２を高温ガスから遮断する。このように、タービンブレード１４は、ガスタービンエンジン内の該ブレード１４の寿命及び耐久性を維持するために、所望の温度以下に保たれる。
【００１７】
図４は、フィルム穴３８と、冷却チャネル４０と、予備計量オリフィス５２と、を備える一実施例のタービンブレード１４の拡大断面図である。従来のタービンブレードの設計において直面する１つの問題は、フィルム穴からの冷却空気の流れを十分に調節できない点である。過度の冷却空気がフィルム穴から放出される場合、この冷却空気によって、燃焼ガスが過冷却されるとともに、エンジン内の圧力も低下させてしまうので、ガスタービンエンジンの効率が低減する。しかしながら、不十分な冷却空気の流れによりタービンブレードが十分に冷却されない結果、該タービンブレードの寿命及び耐久性が低下する。
【００１８】
半径方向の冷却チャネルを有する従来のタービンブレードの設計は、主としてエンジンの過冷却または砂や他の塵の目詰まりのいずれかの理由から断念していた。ガスタービンエンジンは、砂塵や粉塵の多い環境で作動する航空機や他の機械によく用いられている。過冷却を防止するために、従来のシステムにおいては、冷却空気の流れを制限する極小のフィルム穴が使用されていた。しかしながら、これらのフィルム穴の大きさは、極めて小さく、砂や他の塵が詰まりやすかった。フィルム穴が詰まってしまうと、冷却空気が、この穴から極僅かに放出されるか、或いは放出されなくなる。その結果、冷却システムは、タービンブレード１４を冷却する効果を失ってしまう。小型のフィルム穴を用いる従来のタービンブレードの別の問題点は、該フィルム穴において発生する全体的な圧力低下である。その結果、フィルム穴を出る冷却空気の流れが高速になってしまう。高速の冷却空気を、外気及び高温ガスと混合しなければならなくなり、結果として混合時に大幅な損失を生み出してしまう。この混合による損失により、タービンブレードの空気力学的効率が悪くなる。
【００１９】
従って、大きいフィルム穴を、目詰まりを防止し、かつガスタービンエンジンの過冷却を引き起こす冷却空気の流出速度を緩和するために用いなければならないことが考えられてきた。その結果、半径方向の冷却チャネルを有するタービンブレードの設計は、主として蛇行した冷却チャネルなどの複雑な形状の冷却チャネルの設計が好まれたことから使用されなくなっていた。
【００２０】
蛇行した冷却チャネルや他の複雑な形状の冷却チャネルに対する半径方向の冷却チャネルの１つの利点は、この冷却チャネル内の冷却空気の流れを予測して算出することがより簡単な点である。タービンロータアセンブリ１０（図１に図示）の高速回転によって、タービンブレード１４及び該ブレード１４内に存在する冷却空気に作用する大きな回転力が発生する。半径方向の冷却チャネルは、冷却空気をエアフォイル２２のベース部分３０から先端部３２に押し出すために、この半径方向の力を用いる。蛇行した冷却チャネルの設計は、冷却空気を、回転力と逆向き（先端部３２からベース部分３０への方向）に配向された通路に強制的に流すことによって、回転力と逆に作用することを意図している。これにより、タービンブレード１４内の冷却空気の流れを予測することがより複雑になる。
【００２１】
本発明の実施例により、蛇行した冷却チャネルのより複雑な設計で生じた問題点を解消するだけでなく、従来の半径方向の冷却チャネルの設計で生じた問題点も解消する半径方向冷却チャネル４０がもたらされる。特に、予備計量オリフィス５２によって、エンジンの過冷却を防止し、かつタービンブレード１４の不十分な冷却を防止するための、エアフォイル冷却チャネル４４への冷却空気の流れを調節する手段が提供される。
【００２２】
ベース部分３０の各エアフォイル冷却チャネル４４の断面積（ＡC）は、隣接する予備計量オリフィス５２のそれぞれの断面積（ＡO）より大きい。冷却空気が予備計量オリフィス５２を通ってベース部分３０の冷却チャネル４４に入ると、断面積の変化によって、圧力が変化する。その結果、ベース部分３０のエアフォイル冷却チャネル４４の圧力Ｐ2が、根元部分２０内の冷却チャネル４０内の圧力Ｐ1より小さくなる。エアフォイル冷却チャネル４４内の圧力低下により、断面積ＡFを有するフィルム穴３８の大きさを、砂や他の塵による目詰まりを防止する程度の大きさにすることができる。
【００２３】
予備計量オリフィス５２の大きさ及び形状は、システムの特定の基準及び特定の冷却チャネルの基準によって異なる。
【００２４】
予備計量オリフィス５２の断面形状を、冷却チャネル４２に入る冷却空気の流れの向きを調整するために設計することができる。例えば、三角形断面を、より多くの空気流を他方の側より一方の側に案内するために用いることができる。多種多様な断面形状が、検討される。予備計量オリフィス５２の断面積は、適切な量の冷却空気をフィルム穴３８に送り込んで該フィルム穴３８から放出するように設計される。従って、断面積は、タービンブレード１４の外側の高温ガスの温度、冷却空気の温度、それぞれの予備計量オリフィス５２によって供給されるフィルム穴３８の数及び大きさ、タービンロータの回転速度、ガスタービンエンジンの所望のスラスト（推力）、ならびに当業者によるタービンブレードの設計によって理解される他の変数を含む多数の変数によって決まる。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】タービンロータアセンブリの斜視図。
【図２】タービンブレードの斜視図。
【図３】タービンブレードの断面図。
【図４】タービンブレードの拡大断面図。
【符号の説明】
【００２６】
２０…根元部分
２２…エアフォイル
２４…プラットフォーム
３０…ベース部分
３２…先端部
３４…前縁
３６…後縁
４０…冷却チャネル
４２…根元部分冷却チャネル
４４…エアフォイル冷却チャネル
４８…リブ
５０…トリップストリップ
５２…予備計量オリフィス
【図１】
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【図２】
2007218257.tif 000004
【図３】
2007218257.tif 000005
【図４】
2007218257.tif 000006
【外国語明細書】
2007218257000001.pdf